Автор: Ковалев Б.К.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника военное дело военная наука космодинамика космические аппараты космос полет в космос издательство москва
ISBN: 978-5-7038-3941-6
Год: 2014
Текст
Б. К. Ковалев
Развитие
ракетно-космических
систем выведения
Б.К. Ковалев
РАЗВИТИЕ
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ
СИСТЕМ ВЫВЕДЕНИЯ
Допущено Учебно-методическим объединением вузов
по университетскому политехническому образованию
в качестве учебного пособия для студентов высших
учебных заведений, обучающихся
по направлению 160400 «Ракетные комплексы и космонавтика»
специальности 160401 «Проектирование, производство
и эксплуатация ракет и ракетно-космических комплексов»
1 ИЗДАТЕЛЬСТВО
ИЭ ЬАУМЛНД
Москва
2014
УДК 629.7
ББК 68.6
К56
Рецензенты:
кафедра «Космические системы и ракетостроение» МАИ (НИУ) — Мос-
ковского авиационного института (национального исследовательского
университета) (зав. кафедрой д-р техн, наук, проф. О.М. Алифанову,
д-р техн, наук, проф. В.С. Зарубин
Ковалев Б. К.
К56 Развитие ракетно-космических систем выведения : учебное
пособие / Б. К. Ковалев. — Москва : Издательство МГТУ
им. Н. Э. Баумана, 2014. — 398, [2] с. : ил.
ISBN 978-5-7038-3941-6
На большом фактическом материале подробно прослежены ос-
новные этапы развития ракетно-космических систем выведения и
представлены направления их совершенствования. Проведен де-
тальный сравнительный анализ характеристик отечественных и за-
рубежных баллистических ракет дальнего действия и ракет-носите-
лей, включая многоразовые транспортные космические системы.
Изложены основы проектирования и особенности конструкции ра-
кетно-космических средств выведения.
Для студентов технических университетов, обучающихся по ра-
кетно-космическим специальностям и направлениям, а также для
всех интересующихся историей развития ракетно-космической тех-
ники и перспективами ее совершенствования.
УДК 629.7
ББК 68.6
ISBN 978-5-7038-3941-6
© Ковалев Б.К., 2014
© Оформление. Издательство
МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2014
ПРЕДИСЛОВИЕ
К ракетно-космическим системам выведения относят техниче-
ские устройства, с помощью которых выводят в космическое про-
странство автоматические станции и пилотируемые корабли. Ос-
новой таких систем являются многоступенчатые ракеты-носители
(PH). Многие PH стали результатом модификации и совершен-
ствования соответствующих баллистических ракет дальнего дей-
ствия (БРДД), поэтому при анализе развития ракетно-космических
систем выведения необходимо рассматривать в неразрывной связи
этапы возникновения и совершенствования БРДД и PH.
Книга состоит из двух частей. В первой части на конкретных
примерах отечественных и зарубежных БРДД и PH рассмотрены
особенности конструктивно-компоновочных схем, устройство и
работа основных систем и агрегатов БРДД и PH, прослежены
главные тенденции совершенствования ракет начиная с середины
прошлого века и до настоящего времени. Во второй части изложе-
ны вопросы, связанные с определением оптимальных значений
основных проектных и конструктивных параметров БРДД и PH,
в значительной степени разработанные доцентом кафедры «Кос-
мические аппараты и ракеты-носители» МГТУ им. Н.Э. Баумана
В.Ф. Разумеевым.
В приложении приведены учебные компьютерные программы
для расчета на ЭВМ основных проектно-баллистических парамет-
ров ракет. Программы разработаны старшим преподавателем ка-
федры «Космические аппараты и ракеты-носители» МГТУ
им. Н.Э. Баумана Н.Н. Генераловым.
Для удобства чтения после предисловия приведены основные
обозначения и основные сокращения, используемые в тексте.
В книге применяется двойная нумерация параграфов, формул, ри-
сунков и таблиц (например, 4.1 — первый параграф главы 4,
(8.2) — вторая формула в главе 8, рис. 5.3 — третий рисунок в гла-
ве 5, табл. 3.1 — первая таблица в главе 3).
3
Учебное пособие написано на основе курса лекций, которые
автор в течение многих лет читал студентам ракетно-космических
специальностей. В нем широко представлен обширный фактиче-
ский материал по ракетно-космической технике, опубликованный
в книгах, периодической печати и электронных средствах инфор-
мации. Перечень использованных источников приведен в конце
пособия.
Автор считает своим долгом поблагодарить всех, кто оказал
помощь в написании этой книги. Особую признательность автор
выражает руководителю Научно-учебного комплекса «Специаль-
ное машиностроение» (НУК СМ), декану одноименного факульте-
та МГТУ им. Н.Э. Баумана В.В. Зеленцову и заместителю заведу-
ющего кафедрой «Космические аппараты и ракеты-носители» это-
го факультета В.Н. Зимину за стимулирование работы и
предоставленную возможность завершить подготовку рукописи
книги, профессору Л. И. Лысенко, оказавшему неоценимую по-
мощь в написании глав, связанных с работой систем управления
баллистических ракет, а также В.В. Драгомиру, чья инициатива и
настойчивость позволили представить рукопись книги к изданию.
Автор глубоко признателен рецензентам — члену-корреспон-
денту РАН, профессору, доктору технических наук О.М. Алифано-
ву и профессору, доктору технических наук В.С. Зарубину, сде-
лавшим полезные замечания, учтенные автором при подготовке
рукописи к изданию.
Настоящая книга не могла бы появиться на свет, если бы не
помощь в компьютерной верстке, оформлении графиков и рисун-
ков сотрудниц кафедры «Космические аппараты и ракеты-
носители» МГТУ им. Н.Э. Баумана Е.С. Мордвиновой, Т.П. Руда-
ковой и Н.В. Тушкиной, которым автор выражает свою глубокую
благодарность. Автор считает своим долгом выразить благодар-
ность также ассистенту кафедры А.В. Крылову за помощь, оказан-
ную на последнем этапе подготовки книги к печати.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
б?э — отношение удельных эффективных импульсов тяги
в пустоте и у поверхности Земли
cY,cv — коэффициенты аэродинамических сил
Dp — диаметр ракеты
fa —уширение сопла
Н, НОрб — высота круговой орбиты
Ууд — удельный эффективный импульс тяги
к — показатель политропы
/р —длина ракеты
^тах — максимальная дальность полета
Мп,г — масса полезного груза
Л7о, то —стартовая масса ракеты
Л/д.у — масса двигательной установки
МК — масса конструкции ракеты
т — массовый секундный расход продуктов сгорания
п — количество ступеней
п v — осевая перегрузка
— эффективная сила тяги двигательной установки
ра — давление в газовом потоке на срезе сопла
Ph — давление воздуха на определенной высоте относитель-
но поверхности Земли
Рк.<г — давление газов в камере сгорания
Рм — массовая нагрузка на мидель
рНд — давление наддува топливных баков
Руд — удельная эффективная тяга
q — скоростной напор
R — газовая постоянная
/?з — средний радиус Земли
5кр — площадь критического сечения сопла
5М — площадь поперечного сечения ракеты (миделя)
5
7Ь — температура продуктов сгорания в камере ракетного двигателя
V (к We — скорость ракеты — время работы двигателя — эффективная скорость истечения рабочих газов из сопла двигателя
%, X| У, У, р Цк v0 Р« — сила лобового сопротивления — аэродинамическая подъемная сила — расходный комплекс — относительная масса конструкции — стартовая нагрузка на тягу — плотность газов на срезе сопла
ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ
АВД АК АМС АО АПО АПР АТ АУД АУТ АУС ББ БЖРК БИНС — аварийное выключение двигателей — азотная кислота — автоматическая межпланетная станция — агрегатный отсек — агрегатно-приборный отсек — аппаратура подрыва ракеты — азотный тетраоксид (четырехокись азота) — автомат управления дальностью — активный участок траектории — автомат угловой стабилизации — боевой блок — боевой железнодорожный ракетный комплекс — бесплатформенная инерциальная навигационная си- стема
БКС БО БОЗ БР БРДД БРК БРПЛ БРСД БС БЦВМ ВА ВВ ВКС ВУ ГГ ГКЦ ГПИ — бортовая кабельная сеть — бытовой отсек — блок обеспечения запуска — баллистическая ракета — баллистическая ракета дальнего действия — боковая радиокоррекция — баллистическая ракета подводных лодок — баллистическая ракета средней дальности — боковая стабилизация — бортовая цифровая вычислительная машина — возвращаемый аппарат — взрывчатое вещество — воздушно-космический самолет — взрывательное устройство — газогенератор — Гвианский космический центр — генератор программированных импульсов
7
гпо — геопереходная орбита
ГРД — гибридный ракетный двигатель
ГСО — геостационарная орбита
ГСП — гиростабилизированная платформа
гч — головная часть
дзз — дистанционное зондирование Земли
до — двигательный отсек
ДОС — долговременная орбитальная станция
ДПО — двигатель причаливания и ориентации
ДТБ — дополнительный топливный бак
ДУ — двигательная установка
ДУЗ — детонирующий удлиненный заряд
ЕКА — Европейское космическое агентство
ЖРД — жидкостный ракетный двигатель
ИНС — инерциальная навигационная система
исз — искусственный спутник Земли
КА — космический аппарат
кво — круговое вероятное отклонение
КВРБ — кислородно-водородный разгонный блок
КВСК — кислородно-водородный блок среднего класса
квтк — кислородно-водородный блок тяжелого класса
кгч — космическая головная часть
кик — командно-измерительный комплекс
кк — космический корабль
км — композиционный материал
ко — командный отсек
КОРД — контроль одновременной работы двигателей
КУС — качающееся управляющее сопло
лк — лунный корабль
лки — летно-конструкторские испытания
лок — лунный орбитальный комплекс
МБР — межконтинентальная баллистическая ракета
МИК — монтажно-испытательный корпус
МИТ — Московский институт теплотехники
мк — модуль кабины
мкс — Международная космическая станция
МТА — межорбитальный транспортный аппарат
мткс — многоразовая транспортная космическая система
ндмг — несимметричный диметилгидразин
ноо — низкая околоземная орбита
8
НС — нормальная стабилизация
ОБ — основной блок
ПАД — пороховой аккумулятор давления
ПБП — проектно-баллистический параметр
ПВРД — прямоточный воздушно-реактивный двигатель
ПГС — пневмогидравлическая схема
ПЛАРБ — подводная лодка атомная, ракета баллистическая
ППК — перспективный пилотируемый корабль
ППТС — перспективная пилотируемая транспортная система
ПРО — противоракетная оборона
ПУТ — пассивный участок траектории
РБ — разгонный блок
РВСН — Ракетные войска стратегического назначения
РД — ракетный двигатель
РДТТ — ракетный двигатель на твердом топливе
РК — ракетный комплекс
РКС — регулирование (регулятор) кажущейся скорости
РКТ — ракетно-космическая техника
РЛ — радиолокатор
РЛС — радиолокационная система
PH — ракета-носитель
PH СК пг — ракета-носитель среднего класса повышенной грузо
подъемности
РТ — рабочее тело
РУС — разрезное управляющее сопло
РЧ — ракетная часть
САС — система аварийного спасения
СК — стартовый комплекс
см — служебный модуль
сн — самолет-носитель
СНВ — стратегические наступательные вооружения
СОБ — синхронное опорожнение баков
СОЗ — система обеспечения запуска
СОТР — система обеспечения терморегулирования
спг — сжиженный природный газ
спд — сильноточные плазменные двигатели
СУ — система управления
Т1 — керосин
ТВЭЛ — тепловыделяющий элемент
тду — тормозная двигательная установка
9
тзп
THA
ТП
тпк
ТСУ
ттт
ттх
тэз
УРБ
УРМ
ШПУ
эвти
эпо
ЭРД
ЯРД
ЯЭДУ
ЯЭУ
— теплозащитное покрытие
— турбонасосный агрегат
— техническое предложение
— транспортно-пусковой контейнер
— терминальная система управления
— тактико-технические требования
— тактико-технические характеристики
— тротиловый эквивалент заряда
— универсальный ракетный блок
— универсальный ракетный модуль
— шахтная пусковая установка
— экранно-вакуумная теплоизоляция
— эффективная поверхность отражения
— электрический ракетный двигатель
— ядерный ракетный двигатель
— ядерная энергодвигательная установка
— ядерная энергетическая установка
ЧАСТЬ 1
ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА
РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ
СИСТЕМ ВЫВЕДЕНИЯ
Глава 1. БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ
КАК ОСНОВА СОЗДАНИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
1.1. Предыстория и начальные этапы создания
первых БРДД
Еще до начала практических работ по ракетно-космической
технике в различных странах независимо друг от друга энтузиа-
сты-одиночки пытались реализовать идеи межпланетных полетов.
Уже в наше время их назвали пионерами освоения космического
пространства. Энтузиастов было шестеро: К.Э. Циолковский,
Ф.А. Цандер и Ю.В. Кондратюк (Россия), Г. Оберт (Германия),
Р. Годдард (США), Р. Эсно-Пельтри (Франция). При Российской
академии наук создана комиссия по разработке их творческого
наследия.
Небезынтересны и поучительны творческие биографии неко-
торых членов этой группы энтузиастов.
Герман Оберт (1894-1989) — единственный из этой «ше-
стерки» дожил до реализации своих идей и даже до первого по-
лета людей на Луну. Оберт, как и большинство пионеров космо-
навтики, пришел в нее, прочитав роман Ж. Верна «Из пушки на
Луну». Любопытно, что в своем романе писатель-фантаст точно
указал значение второй космической скорости — 11,2 км/с, ско-
рости, необходимой для отлета к Луне. (Европейцы признатель-
ны ему, и свой тяжелый грузовой космический корабль ATV, со-
вершивший первый полет к Международной космической стан-
ции (МКС) 9 марта 2008 г., они назвали его именем — Jules
Verne.) Будучи гимназистом, Г. Оберт подсчитал, что для дости-
жения скорости 11,2 км/с (при приемлемых для человека пере-
грузках (2...3)go) длина ствола пушки должна быть 2 000...
3 000 км, что явно невыполнимо. Он рассматривал также элек-
тромагнитный способ разгона аппарата до второй космической
скорости, но пришел к выводу, что только с помощью ракеты ре-
ально достичь этой скорости.
13
Несмотря на то что третий закон Ньютона был открыт более
200 лет тому назад, многие считали, что ракетный двигатель со-
здает тягу за счет отталкивания истекающей из сопла струи газов
от атмосферного воздуха. Будет ли создавать тягу ракетный дви-
гатель в пустоте? Чтобы проверить на практике третий закон
Ньютона (сила действия равна силе противодействия), Оберт
прыгал с непривязанной лодки на берег: во время его прыжка,
пока он еще не коснулся берега, лодка отплывала в противопо-
ложную сторону.
Только опыты американского ученого Роберта Годдарда
(1882-1945), который в 1911 г. испытал реактивное устройство в
вакуумированной трубе, убедили всех, что в безвоздушном про-
странстве реактивный двигатель создает тягу даже несколько
большую, чем в атмосфере.
Константину Эдуардовичу Циолковскому (1857-1935) при-
надлежат две идеи, приведшие к созданию баллистической ракеты
(БР), а именно:
применение в ракете двухкомпонентного топлива (горючего и
окислителя);
использование принципа «ракетных поездов», заключавшегося
в том, что общий запас топлива на ракете разделяется по отдель-
ным бакам и после израсходования топлива в каждом из них пус-
той бак отбрасывается от ракеты.
В 1982 г. Г. Оберт был в Москве на торжествах, посвященных
25-летию запуска первого искусственного спутника Земли (ИСЗ).
Признавая приоритет К.Э. Циолковского, он с трибуны торже-
ственного заседания сказал: «Циолковский зажег эту свечу, а мы
не дали ей погаснуть». Труды Г. Оберта оказали решающее влия-
ние при создании первой в мире баллистической ракеты, полу-
чившей название А-4 (V-2).
Другим, малоизвестным в силу некоторых трагических обстоя-
тельств, членом «шестерки» был Ю.В. Кондратюк, он же
А.И. Шаргей (1897-1942). Большую часть жизни ему пришлось
просуществовать под чужим именем. Во время Гражданской вой-
ны, вскоре после окончания гимназии, зеленым юнцом он дважды
был мобилизован белыми и дважды бежал от них, в последний раз
без документов. Чтобы как-то легализоваться, взял у друзей доку-
менты их умершего родственника по фамилии Кондратюк и вы-
нужден был скрывать это всю оставшуюся жизнь, опасаясь по-
пасть под жернова советских карательных органов.
14
Кондратюк (Шаргей) был очень талантливым, можно сказать,
даже гениальным человеком, для которого с 16 лет, с тех пор, как
он поверил в возможность осуществления полета с Земли, это ста-
ло целью жизни. До конца своих дней он работал над теоретиче-
скими и практическими аспектами ракетного космического полета.
В 1928 г. он на свои деньги издает в Новосибирске книгу «За-
воевание межпланетных пространств» с эпиграфом: «Для тех, кто
будет читать, чтобы строить». Она вышла тиражом 2 000 экземп-
ляров и сразу же стала библиографической редкостью. Подарив
свою книгу К.Э. Циолковскому и получив от него в подарок его
книги, Кондратюк пишет в ответ: «Я был чрезвычайно поражен,
когда увидел, с какой последовательностью и точностью я повто-
рил значительную часть Ваших исследований». В 1960 г. эта книга
была переведена на английский язык.
О научном уровне работ Кондратюка можно судить, ознако-
мившись с его проектом по разработке оптимальной схемы полета
пилотируемого космического корабля на Луну. Именно такая схе-
ма была реализована американцами по программе «Аполлон» в
1968-1972 гг.
Немецкий конструктор Вернер фон Браун предлагал двух-
запусковую схему — две ракеты «Сатурн-V» стартуют с Земли:
одна с космическим кораблем, другая с разгонным блоком и топ-
ливом. На околоземной орбите они стыкуются, и космический ко-
рабль разгоняется для полета к Луне, прилуняется и стартует об-
ратно.
Американский инженер Джон Хуболт, знакомый с книгой
Ю.В. Кондратюка, предложил более надежную и существенно бо-
лее дешевую схему, которая и была реализована. Она включала
следующие этапы: одноразовый запуск ракеты «Сатурн-V»; выход
на околоземную орбиту разгонного блока (S-IVB), лунного орби-
тального комплекса (ЛОК) и лунного корабля (ЛК); разгон с по-
мощью блока S-IVB сборки ЛОК + ЛК на вытянутую эллиптиче-
скую орбиту, внутри которой в районе апогея находится Луна; пе-
реход сборки ЛОК + ЛК на селеноцентрическую орбиту;
отделение ЛК и его посадка с людьми на поверхность Луны. По-
скольку сила лунного притяжения почти в 6 раз меньше земной и
первая космическая скорость для Луны составляет всего 1,68 км/с,
затраты топлива на операции посадки и взлета ЛК с Луны сравни-
тельно небольшие. Разгон от Луны к Земле осуществляется с по-
мощью двигателей ЛОКа.
15
Кондратюк был не только генератором идей, он предлагал также
пути их реализации. Он был одержим космическими полетами, но
работал инженером по строительству элеваторов и ветроэлектро-
станций. На шестнадцатый день Великой Отечественной войны
Кондратюк добровольцем ушел на фронт и в феврале 1942 г. погиб.
Пионеры освоения космического пространства побудили от-
дельных людей и целые коллективы заняться воплощением их
идей. Первая баллистическая ракета дальнего действия была со-
здана в Германии. Это ракета А-4, которую позднее в пропаган-
дистских целях переименовали в V-2 (V — первая буква от немец-
кого слова Vergeltung — возмездие), считая оружием возмездия
союзникам за бомбардировку немецких городов в конце Второй
мировой войны.
Решающим фактором, обеспечившим лидерство Германии в
создании баллистической ракеты, стало то, что в баллистическую
ракету как эффективное оружие, которое можно было иметь, не
нарушая Версальского договора, поверили военные. Возможно,
это обстоятельство спасло мир от ядерной катастрофы. Дело в том,
что параллельно с созданием баллистической ракеты немецкие
ученые работали над созданием атомной бомбы. На оба проекта у
Рейха не хватало ресурсов, и предпочтение было отдано ракетам.
Соединенные Штаты Америки опередили Германию и создали
атомную бомбу уже после окончания войны в Европе.
В 1930 г. немецкое военное ведомство начало работы по созда-
нию баллистической ракеты с дальностью 200...300 км и массой
боевой части 1 000 кг, что было в 2 раза больше дальности круп-
повской пушки «Большая Берта» (120 км) и в 10 раз больше массы
ее снаряда (100 кг). Проектирование ракеты возглавил талантли-
вый ученик Г. Оберта — Вернер фон Браун. О своем учителе он
говорил: «Мы все были жестянщиками, а Оберт был творцом, ко-
торый опередил нас на двадцать лет». Одновременно с баллисти-
ческой ракетой создавалась мощная производственная и экспери-
ментальная база на полуострове Узедом на побережье Балтийского
моря, вблизи рыбацкой деревушки Пенемюнде.
Первый удачный запуск ракеты V-2 был произведен 3 октября
1942 г. Она пролетела 192 км и упала в Балтийское море. Первый
боевой запуск осуществлен 8 сентября 1944 г., ракета была выпу-
щена по Лондону. Всего до конца Второй мировой войны по Лон-
дону было выпущено около 4 600 ракет, из них около 40 % достиг-
ли цели.
16
Конструктивная схема ракеты V-2 представлена на рис. 1.1.
К главным особенностям конструкции этой ракеты относятся:
1) неотделяемая головная часть; 2) подвесные баки горючего и
окислителя; 3) наличие развитых стаби-
лизаторов; 4) стальная оболочка корпу-
са, подкрепленная продольно-попереч-
ным силовым набором; 5) воздушные и
газоструйные рули в качестве органов
управления.
Советский Союз и США при созда-
нии своих первых баллистических ракет
использовали немецкие трофейные ма-
териалы по ракете V-2. Однако условия
для получения этих материалов были
неравными. Дело в том, что основной
конструкторский и экспериментальный
центр в Пенемюнде был обнаружен, и в
августе 1943 г. 600 «летающих крепо-
стей» В-29 союзников сбросили на него
свой бомбовый груз (около 1 500 т
взрывчатого вещества). Немцы пере-
несли конструкторское бюро и произ-
водство ракет в глубь страны, в Тюрин-
гию. Там был сооружен подземный за-
вод под названием «Миттельверк», где
пленные из концлагеря «Бухенвальд» к
концу войны выпускали до 30 ракет V-2
в сутки.
Рис. 1.1. Конструктивная схема баллисти-
ческой ракеты V-2:
1 — наконечник с головным взрывателем; 2 —
боевая часть; 3 — приборный отсек; 4 — прибо-
ры системы управления; 5 — бак горючего; 6 —
топливный отсек; 7 — бак окислителя; 8 — хво-
стовой отсек с двигательной установкой; 9 —
стабилизатор; 10 — воздушные рули; 11 — га-
зоструйные рули
17
Основные характеристики ракеты V-2
Максимальная дальность полета, км.......... 250..300
Максимальная высота над Землей, км............ 95
Общая длина, м................................ 14
Диаметр, м................................. 1,652
Стартовая масса, т............................ 13
Масса, кг:
боевой части............................. 1 000
горючего (75%-ный этиловый спирт)....... 3 600
окислителя (жидкий кислород)............. 5 000
Максимальная тяга двигателя, тс:
у Земли..................................... 26
на большой высоте........................... 30
Время работы двигателя, с..................... 65
Скорость, м/с:
максимальная............................. 1 500
при встрече с целью...................... 800
В начале 1945 г. эта часть Германии была занята американски-
ми войсками, но по Крымскому соглашению в обмен на Западный
Берлин должна была отойти в зону оккупации советских войск.
Американцы срочно начали вывозить трофейные материалы и не-
которое количество готовых ракет с завода и из КБ фон Брауна.
Сам фон Браун вместе с большой группой немецких специалистов
также был увезен в США.
В ракетные центры Германии была направлена большая группа
советских специалистов, имеющих отношение к ракетной технике.
В составе этой группы были люди, впоследствии возглавившие
целые направления в советской ракетной технике и космонавти-
ке, — С.П. Королев, Н.А. Пилюгин, В.П. Мишин, Б.Е. Черток,
В.И. Кузнецов, В.П. Глушко и многие другие.
Для восстановления технической документации по ракете V-2
в Тюрингии было создано два НИИ: «Блейхероде» и «Нордхау-
зен», а также КБ. С февраля 1946 г. этими работами руководил
С.П. Королев, который всем внушал мысль, что это не восстанов-
ление немецкой техники, а начало нового большого направления в
нашей стране.
В мае 1946 г. было принято постановление правительства об
организации в стране конструкторского бюро, главной задачей ко-
торого было создание баллистической ракеты дальнего действия.
Руководителем КБ был назначен С.П. Королев.
18
Здесь уместно рассказать о начале жизненного пути Сергея
Павловича Королева. Он родился 12 января 1907 г. в Житоми-
ре, начальное образование получил в Одессе. Два года проучился
в Киевском политехническом институте на авиационном отделе-
нии, в 1926 г. перешел на аэромеханическое отделение МВТУ
им. Н.Э. Баумана. В 1930 г. окончил МВТУ, защитил диплом по
теме «Проектирование легкомоторного самолета», выполненный
под руководством А.Н. Туполева. В область ракетной техники
его привел интерес к трудам К.Э. Циолковского.
В 1931 г. вместе с М.К. Тихонравовым, Ф.А. Цандером и
Ю.А. Победоносцевым он организует Группу изучения реактивно-
го движения (ГИРД). В 1933 г. Группа была объединена с ленин-
градской Газодинамической лабораторией (ГДЛ), в которой под
руководством В.П. Глушко велись работы по созданию ракетных
двигателей. На базе этих организаций был создан Реактивный
научно-исследовательский институт (РНИИ), С.П. Королев назна-
чен заместителем начальника этого института, В.П. Глушко —
главным конструктором жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
До 1938 г. в РНИИ были созданы и испытаны первые ракеты
на жидком, твердом и гибридном топливе и таким образом подго-
товлена база для дальнейшего развития ракетной техники в стране.
Однако весной 1938 г. руководителей РНИИ (в том числе С.П. Ко-
ролева и В.П. Глушко) обвинили во вредительстве и арестовали.
Королева приговорили к 10 годам каторжных работ, Глушко —
к 8 годам.
Сначала Королев отбывал наказание на Колымском золотонос-
ном прииске. Глушко, как специалиста, направили работать в одно
из КБ системы НКВД в Казань. Уже в те годы Королев был из-
вестным конструктором планеров, и за него хлопотали Герои Со-
ветского Союза, депутаты Верховного Совета СССР летчики
В.М. Гризодубова и М.М. Громов. Дело Королева было пересмот-
рено, срок наказания уменьшили до 8 лет.
В 1940 г. по инициативе наркома внутренних дел Л.П. Берии
при его ведомстве начали создаваться конструкторские бюро,
называемые в народе «шарагами». Их штат комплектовался из
числа заключенных. Одно из таких КБ располагалось на улице
Радио, и руководил им А.Н. Туполев, в то время такой же заклю-
ченный, как и его сотрудники. Сюда и был направлен С.П. Коро-
лев. В 1941 г. он был эвакуирован вместе с КБ в Омск, а в ноябре
1942 г. переведен в аналогичное КБ в Казань. Под руководством
19
В.П. Глушко в Казани они создали ЖРД, предназначенные для
установки на самолеты в качестве ускорителей. Королев отвечал
за установку двигателей на самолеты. За эту работу он получил
свою первую правительственную награду — орден «Знак Поче-
та» — и досрочное освобождение из заключения, но продолжал
работать в Казани до начала своей командировки в Германию в
сентябре 1945 г.
По возвращении из Германии главными задачами Королева
были воссоздание и изготовление из отечественных материалов
ракеты V-2, наладка ее серийного выпуска и дальнейшее совер-
шенствование ракеты. После завершения цикла испытаний ракет,
собранных в Германии, и ракет, собранных в СССР из немецких
деталей (11 ракет), 18 октября 1947 г. был произведен первый за-
пуск. Затем Королев приступил к созданию ракеты Р-1 (на основе
ракеты V-2). В ее создании и изготовлении принимали участие
13 НИИ и КБ, 35 заводов. Многие вопросы приходилось решать
впервые. Таким образом зарождалась новая отрасль промышлен-
ности в стране — ракетостроение, ее мозговым центром стал Со-
вет главных конструкторов.
Первый запуск полностью отечественной ракеты Р-1 состоялся
10 октября 1948 г. Серийное производство этих ракет было орга-
низовано на Днепропетровском заводе. В ноябре 1950 г. ракета Р-1
была принята на вооружение.
В Советском Союзе создание аналога ракеты V-2, получившего
название Р-1, позволило в короткие сроки осуществить техниче-
ский прорыв в разоренной войной стране, сэкономить много
средств и времени.
Соединенные Штаты Америки имели преимущества перед Со-
ветским Союзом: они обладали качественными трофейными мате-
риалами и, кроме того, в их распоряжении были высококлассные
немецкие специалисты. Однако база для развития ракетной техни-
ки в нашей стране, заложенная трудами К.Э. Циолковского, ГДЛ,
ГИРД, РНИИ, а также целеустремленность и блестящие организа-
торские способности С.П. Королева и его коллег позволили Совет-
скому Союзу на первом этапе уйти далеко вперед по сравнению с
США.
Первой американской баллистической ракетой дальнего дей-
ствия была спроектированная тем же фон Брауном улучшенная мо-
дель ракеты V-2, получившая название «Редстоун» (Л/о=29,9т,
Мпл =1 800 кг, Лтах =500 км).
20
На модификациях этой ракеты США осуществили запуск свое-
го первого ИСЗ массой 14 кг (31 января 1958 г.) и вывод на субор-
битальную орбиту капсулы «Меркурий» с человеком на борту
(5 мая 1961 г.), т. е. уже после того, как Советский Союз осуще-
ствил первый запуск ИСЗ массой 87 кг и первый орбитальный по-
лет человека на корабле «Восток» (соответственно 4 октября
1957 г. и 12 апреля 1961 г.) с помощью двухступенчатой ракеты
Р-7. Американская «полутораступенчатая» межконтинентальная
баллистическая ракета (МБР) «Атлас» в это время только начинала
учиться летать.
На первом этапе развитие шло по пути увеличения дальности
полета одноступенчатых ракет. К 1961 г. максимальная дальность
одноступенчатой ракеты достигала 4 500 км (ракета Р-14 (8К65У)).
1.2. Основные понятия и термины
Баллистическая ракета дальнего действия (БРДД) является од-
ним из элементов ракетного комплекса (РК), в который кроме ра-
кеты входят стартовый комплекс (СК) и командно-измерительный
комплекс (КИК).
Ракетой дальнего действия называют летательный аппарат,
который снабжен ракетным двигателем (двигателем, способным
работать в безвоздушном пространстве) и может доставить полез-
ный груз на значительное расстояние или сообщить полезному
грузу первую или вторую космические скорости.
Основная особенность БРДД заключается в характере траекто-
рии. Траектория БРДД близка к баллистической кривой — траек-
тории движения тела в центральном поле тяготения Земли без
аэродинамической подъемной силы. При полете ракеты в пределах
атмосферы, в связи с отсутствием у нее несущих плоскостей и не-
большими углами атаки, подъемная сила пренебрежимо мала по
сравнению с другими силами, действующими на ракету (силы тя-
ги, лобового сопротивления и тяжести).
В зависимости от характера сил, действующих на ракету в по-
лете, всю траекторию делят на два участка — активный (участок
выведения) и пассивный (участок свободного полета). На активном
участке ракета летит с работающим двигателем и управляется, на
пассивном участке она летит как свободно брошенное тело.
Таким образом, дальность полета ракеты зависит от парамет-
ров конца активного участка траектории (од , $д , хд , уд), и в
первую очередь от скорости Од (рис. 1.2).
21
Рис. 1.2. Траектория баллистической ракеты
При определенной скорости vA для данной высоты уА при
нулевом угле наклона вектора скорости к местному горизонту
(Oj =0) ракета или полезный груз, выводимый ракетой, становят-
ся искусственными спутниками Земли, вращающимися вокруг нее
по круговой орбите.
Еще Ньютон в труде «Система мира», опубликованном после
его смерти в 1731 г., описал возможность выведения тела на кру-
говую орбиту ИСЗ. Для этого необходимо придать телу скорость,
при которой сила тяжести ИСЗ уравновешивается противополож-
но направленной центробежной силой. Эту скорость называют
первой космической и обозначают v\ (рис. 1.3):
2
тек
----=
г
Рис. 1.3. Условия для полу-
чения первой космической
скорости
R2
g=go —;
V\ =y[gh
r = R + H.
Аппарат, получивший скорость
£>п — вторую космическую ско-
рость, или «скорость убегания»,
преодолевает притяжение планеты,
с которой он стартует, и становится
самостоятельным телом Солнечной
системы. Значения скоростей Vi и
£>п для Земли, Луны и Марса при-
ведены в табл. 1.1.
22
Таблица 1.1
Первая и вторая космические скорости для некоторых планет
Планета R, км gl>. м/с2 Г|, км/с Гц, км/с
Земля Луна Марс * На высоте высоте Н = 384 41 6371 1 738 3 380 Н = 35 809 км D0 км (орбита Л} 9,81 1,62 3,76 (геостационарнг /ны) Г| ~ 1 км/с. 7,8* 1,68 3,6 1я орбита) Г| = И,2 2,375 5 3,076 км/с, а на
Утверждение о том, что дальность полета ракеты или высота
траектории зависят от скорости, сообщаемой полезному грузу
ракетой, не совсем точно. К этой скорости добавляется (или вы-
читается) линейная скорость суточного вращения Земли в месте
старта. Эта дополнительная скорость зависит от широты места
старта и направления (азимута) запуска.
При запуске с экватора на восток в плоскости экватора к ско-
рости, сообщаемой ракетой, добавляется Дт>оэ =465 м/с. Такой за-
пуск выгоден только для размещения полезного груза на геостаци-
онарной орбите (ГСО). Аппараты, предназначенные для наблюде-
ний за объектами на поверхности Земли (дистанционное
зондирование Земли (ДЗЗ), разведка), должны запускаться в плос-
кость под углом к экватору, чтобы захватить для наблюдения вы-
сокие широты. Дополнительную скорость при запуске с конкрет-
ных космодромов можно определить по формуле
Дц) = ДЦ)Э cos а,
где ос — широта места расположения космодрома (табл. 1.2).
Таблица 1.2
Значения дополнительной скорости при запуске
с различных космодромов
Космодром а, град с. ш. Дг(), м/с
Байконур 47 317
Плесецк 63 210
Канаверал 25 421
Куру 5 = 463
Морской старт 0 465
23
Обычно основными исходными данными при проектирова-
нии БРДД и ракеты-носителя (PH) являются максимальная даль-
ность Атах или высота орбиты //орб и масса полезного груза Мпт.
К основным конструктивным параметрам, которые необхо-
димо определить, относятся:
• Мо — стартовая масса ракеты;
• Мк — масса конструкции ракеты;
• п — количество ступеней;
• — эффективная тяга двигательных установок (с учетом
потери тяги на органах рулевого управления);
• компоненты топлива;
• геометрические характеристики ракеты (длина, диаметр);
• время работы двигательных установок каждой ступени.
Перечисленные конструктивные параметры являются абсо-
лютными величинами и характеризуют лишь определенный ра-
кетный блок. В проектных расчетах удобнее иметь дело с отно-
сительными величинами. Используются пять таких величин,
их принято называть основными проектными параметрами:
п Я кг
1) |1к =---,— — относительная масса конструкции. Харак-
Л/о кг
теризует качество конструкции ракеты;
Н
2) Ууд = —,----- — удельный эффективный импульс тяги
т кг/с
(здесь т — массовый секундный расход топлива из сопла двига-
теля). Характеризует энергетические возможности топлива и каче-
ство двигательной установки. С учетом того, что ньютон (Н) —
это сила, которая массе в 1 кг сообщает ускорение, м/с2, удельный
импульс тяги может измеряться в метрах в секунду:
Н _кгмс_м _Р> м
кг/с с -кг с тс
Удельный импульс тяги в пустоте Ууд11 численно совпадает с
эффективной скоростью истечения рабочих газов из сопла двига-
теля:
./уд II = ,
we = w + — (pa - ph)
m
24
(где ра — давление в газовом потоке на срезе сопла; ри — давле-
ние окружающей среды), а у двигателя, работающего в расчетном
режиме (ра - Ph), —со скоростью истечения газов w.
Примечание. Во многих современных трудах и периодических
изданиях по ракетной технике энергетические возможности топлива оце-
ниваются другим параметром, сохранившимся от метрической системы
единиц, —удельной тягой рул. Причем в его размерности используется
как метрическая система единиц (килограмм силы в числителе), так и
международная (килограмм массы в знаменателе):
. Р' кг силы
Руд = —,--------- (или с — секунды).
т кг массы/с
Такой прием позволяет сохранить привычные числовые значения тя-
ги и удельной тяги, которые использовались в то время, когда была при-
нята только метрическая система единиц.
Из этих соображений в некоторых случаях мы также будем приме-
нять данный прием, т. е. использовать понятия тонны силы или кило-
грамма силы (тс или кгс) и удельной тяги, измеряемой в секундах.
Значения руд и Jy;i связаны между собой соотношением
Руд = —, т.е. рУдП = 0,lwe;
go
3) а3 4 5 = ^-у-- — отношение удельных эффективных импульсов
^удО
тяги в пустоте и у поверхности Земли. Характеризует качество
соплового аппарата;
Mogo кН
4) Vo =----—,-------стартовая нагрузка на тягу. Характеризу-
ет начальные перегрузки ракеты;
сч Т
5) рм =---— массовая нагрузка на площадь поперечного
5м м^
сечения ракеты (мидель). Характеризует аэродинамическое со-
вершенство ракеты.
На первый взгляд кажется, что определение основных проект-
ных параметров БРДД не составляет особого труда. В самом деле,
зная необходимую для достижения заданной дальности или высо-
ты орбиты скорость Va, приближенно учтя потери скорости на
преодоление силы тяжести и потери на аэродинамическое сопро-
25
тивление, задавшись топливом, можно воспользоваться формулой
Циолковского:
j ) 1 М к / 1 1 \
^Ц — — с/уд п 1п , ( 1 . 1 )
Л/()
и определить соотношение массы конструкции и стартовой массы
ракеты. Создается впечатление, что любая ракета с этими пара-
метрами выполнит поставленную задачу. Однако возникают во-
просы: можно ли построить ракету с такими параметрами? удастся
ли уложиться в полученную таким образом массу конструкции с
учетом массы полезного груза и при этом обеспечить прочность
конструкции ракеты? будут ли параметры оптимальны с точки
зрения энергетических затрат, с экономической точки зрения?
В связи с этим одной из основных задач является отыскание
оптимального значения основных проектных и конструктив-
ных параметров ракеты. Что может быть критерием оптимизации?
Из-за многомиллионной стоимости ракетно-космической тех-
ники (РКТ) критерием оптимизации, безусловно, должна быть
экономическая эффективность проекта, т. е. соотношение между
вложенными в него средствами и эффектом, полученным при его
реализации. Экономия даже долей процента дает огромное
уменьшение затрат. При этом необходимо учитывать как широкий
круг затрат, так и разнообразные последствия от реализации про-
екта. Как те, так и другие могут быть не только прямыми, они мо-
гут носить и косвенный характер. Например, изъятие из хозяй-
ственной деятельности так называемых площадей отчуждения
(площадей, куда падают отработанные блоки ракет), ликвидация
экологических последствий запуска ракет — все это должно вхо-
дить в затраты. К косвенному эффекту следует, в частности, отне-
сти эффект от использования разработок при создании БРДД в
других областях науки и техники.
Подсчет экономической эффективности на этапе проектирова-
ния чрезвычайно сложен. Вообще в технике добиться оптимизации
по всем критериям практически невозможно. Применяются не оп-
тимальные, а рациональные технические решения.
Что касается боевых БРДД, их оценивают не по экономиче-
ской, а по технической эффективности.
Другим критерием оптимизации могут быть минимальные сро-
ки и затраты, необходимые для запуска образца в производство.
В первую очередь это обеспечивается преемственностью кон-
26
структорских и технологических решений уже существующих ра-
кет, их узлов и агрегатов, использованием задела, имеющегося
оборудования, оснастки, материалов и т. п. Наилучшим образом
это удается, когда создание, усовершенствование и производство
РКТ на протяжении длительного времени осуществляется одним
коллективом (например, Ракетно-космической корпорацией (РКК)
«Энергия» им. С.П. Королева, Научно-производственным центром
(НПЦ) им. М.В. Хруничева и др.).
Наиболее приемлемым критерием оптимизации на начальных
этапах проектирования является минимум энергетических затрат
на решение поставленной задачи'. Е = (E)min •
Общая задача проектирования формулируется следующим
образом: основные проектные параметры по-разному влияют на
летно-технические характеристики ракеты. Необходимо найти та-
кое их сочетание, при котором свою главную задачу ракета вы-
полняет с минимальными энергетическими затратами.
1.3. Усовершенствование конструктивно-компоновочной
схемы одноступенчатых ракет для увеличения дальности
и переход к многоступенчатым БРДД
Одноступенчатые ракеты. Возможные пути существенного
увеличения дальности стрельбы одноступенчатой ракеты просмат-
риваются в формуле Циолковского (1.1), где УуД11 ~ we. Из форму-
лы (1.1) видно, что максимальную скорость ракеты, а следователь-
но, и дальность определяют два фактора: энергетический — ско-
рость истечения рабочих газов из сопла двигателя и массовый —
логарифм соотношения конечной и начальной массы ракеты. Ка-
жется, что наиболее простой путь совершенствования ракеты —
улучшение ее энергетики, поскольку конечная скорость ракеты
прямо пропорциональна скорости истечения газов. Тем не менее,
несмотря на то что современные ЖРД, работающие при огромных
внутрикамерных давлениях и температурах, доведены до совер-
шенства, скорость истечения у двигателей ракеты Р-7 лишь в
1,5 раза больше, чем у ракеты Р-1, а у самых совершенных двига-
телей на МТКС «Спейс Шаттл» и «Энергия — Буран» всего лишь
в 1,3 раза больше, чем у двигателей ракеты Р-7.
Сравним характеристики ЖРД РД-107 и РД-108, созданные для
семейства ракет Р-7 в 1954-1957 гг., с характеристиками ЖРД
РД-170/171, РД-180, РД-191, созданными для МТКС «Энергия», PH
27
«Зенит», «Атлас-Ш», «Атлас-V», «Ангара» в 1976-2001 гг. Все эти
двигатели работают на таких компонентах топлива, как кислород и
керосин (О2 + Т1). Максимальная эффективная скорость истечения
рабочих газов у первых ЖРД we =3 130...3 206 м/с, у последних —
we = 3 370 м/с. Разница составляет всего 164 м/с, т. е. 5,1 %.
Можно, конечно, использовать и другое топливо. Так, двигате-
ли РД-253 для PH «Протон» работают на высококипящих компо-
нентах топлива (АТ + НДМГ). Это топливо имеет свои преиму-
щества, но по экологическим последствиям запуска и энергетиче-
ским характеристикам уступает топливу О2 + Т1. Эффективная
скорость истечения здесь we =3 160 м/с.
Самое энергоемкое химическое топливо из освоенных в совре-
менном ракетном двигателестроении — жидкий водород в каче-
стве горючего и жидкий кислород в качестве окислителя. У рабо-
тающего на этих компонентах ЖРД РД-0120, созданного в 1980 г.
для МТКС «Энергия», we =4400 м/с. Даже в этом случае увеличе-
ние скорости we составляет только 37 %.
Таким образом видно, что ракетные двигатели на традицион-
ном химическом топливе практически достигли своих предельных
энергетических и массовых характеристик. Использование топли-
ва на основе фтора и бериллия, обладающего наивысшими энерге-
тическими возможностями (удельный импульс тяги 5 000 м/с и
более), маловероятно из-за высокой токсичности и стоимости. Не-
который прогресс для одноступенчатых возвращаемых ракетно-
космических транспортных систем ожидается от использования
трехкомпонентных двухрежимных двигателей.
Одним из перспективных направлений развития ракетной тех-
ники в настоящее время является применение в двигательных
установках ядерной энергии. В отличие от двигателей на хими-
ческом топливе в ядерных и электрических ракетных двигателях
(ЯРД и ЭРД) источник энергии — ядерный реактор — независим
от рабочего тела. При таком условии принципиально достижимые
характеристики двигательных установок на ядерном топливе ле-
жат далеко за пределами возможностей ЖРД и РДТТ (ракетных
двигателей на твердом топливе).
В двигательных установках маршевых ступеней PH, где требу-
ется тяговооруженность больше единицы, могут быть использова-
ны ядерные ракетные двигатели с газодинамическим соплом и с
разогревом рабочего тела в активной зоне ядерного реактора, куда
28
оно может подаваться, по аналогии с ЖРД, с помощью турбона-
сосного агрегата (ТНА).
Температура рабочего тела определяется типом ядерного реак-
тора. В твердофазных ядерных реакторах, применение которых
возможно уже в настоящее время, температура нагрева рабочего
тела ограничивается прочностью тепловыделяющих элементов
(ТВЭЛов) реактора и не превышает 3 000 К. До той же температу-
ры нагреваются и продукты сгорания в современных ЖРД. Ис-
пользование в таких ЯРД в качестве рабочего тела водорода, мо-
лекулярная масса которого составляет 2 (а не 18 и более, как у
химических топлив), дает возможность получить удельный им-
пульс тяги, близкий к 9 000 м/с, что вдвое больше, чем у лучших
современных ЖРД. В перспективных газофазных реакторах, у
которых не существует ограничения на температуру нагрева ра-
бочего тела, предполагается получить значение удельного им-
пульса тяги 25 000 м/с и более.
В Советском Союзе и США в конце 1960-х годов были созда-
ны и испытаны в стендовых условиях ЯРД с тягой в несколько ки-
лоньютонов. Однако пока нет примеров постановки ЯРД в каче-
стве маршевых двигателей даже на верхние ступени PH.
Ограничениями использования ЯРД вместо ЖРД являются ра-
диационная опасность работающего реактора для обслуживающе-
го персонала и значительное увеличение массы конструкции PH
из-за наличия ядерного реактора, радиационной защиты и массив-
ного теплоизолированного бака с жидким водородом. Острота
проблемы радиационной опасности в большой степени смягчается
тем обстоятельством, что водород (основное рабочее тело ЯРД)
практически не активируется в реакторе, и поэтому реактивная
струя ЯРД опасна не более, чем струя ЖРД.
Практика проектирования в нашей стране баллистических ракет,
работающих на химической энергии топлива, показывает, что с
1950 г. (ракета Р-1) до 1961 г. (ракета Р-14) максимальная дальность
стрельбы одноступенчатых ракет увеличилась с 270 до 4 500 км, т. е.
в 17 раз (рис. 1.4). Такой прогресс в увеличении дальности стрельбы
одноступенчатых ракет произошел в основном за счет усовершен-
ствования их конструктивно-компоновочной схемы, т. е. за счет
уменьшения соотношения Мк!Мо. Под конструктивно-компоно-
вочной схемой понимается конструкторское решение, в основу ко-
торого положены соображения прочности и жесткости конструкции
в целом, ее способность противостоять действующим нагрузкам.
29
1951
1961
1956
1959
Индекс ракеты: оперативно-боевой технологический по коду в США Р-1 8А11 SS-la Р-2 8Ж38 SS-2 Р-5 8К51 SS-3 Р-11М 8К11 SS-lb Р-12(У) 8К63(У) SS-4 Р-14(У) 8К65(У) SS-5
Стартовая масса, т 13,4 20,4 29,1 5,5 42,2 87,0
Длина, м 14,6 17,7 20,8 10,3 22,8 24,4
Максимальный диаметр корпуса, м 1,65 1,65 1,65 0,88 1,65 2,4
Дальность, тыс. км 0,27 0,6 1,2 0,29 2,0 4,5
Масса полезного груза, т 1,0-1,5 1,0-1,5 1,35-1,4 1,0 1,4-1,6 2,15
Мощность головной части, Мт Нет свед. Нет свед. 1 Нет свед. 1,0-2,3 1,0-2,3
Рис. 1.4. Одноступенчатые баллистические ракеты 1950-1961 гг. и их основные характеристики
Обратимся снова к схеме ракеты V-2. Тяга двигателя через раму
передается на нижний силовой шпангоут. Ракета движется с уско-
рением, возникают инерционные силы. Корпус ракеты впереди
шпангоута испытывает осевое сжатие. Продольные усилия воспри-
нимаются корпусом ракеты, подкрепленным элементами продоль-
ного и поперечного силового набора (стрингерами и шпангоутами).
Подвесные баки служат только в качестве емкостей. Головная
часть не отделяется от корпуса, поэтому до цели должна лететь вся
ракета. Корпус рассчитывается на прочность не только на нагрузки,
действующие на участке выведения, он должен обеспечивать проч-
ность и при входе в плотные слои атмосферы на нисходящем участ-
ке траектории. Нагрузки на корпус при полете в
плотных слоях атмосферы на пассивном участке
траектории значительно превышают как нагруз-
ки на активном участке траектории, так и
нагрузки при штатной наземной эксплуатации.
Ракета имеет развитые стабилизаторы. На
активном участке управление и стабилизация
полета ракеты осуществляются системой управ-
ления, органами рулевого управления и стаби-
лизаторами, а на пассивном участке — только
стабилизаторами.
Таким образом, наличие силового корпуса и
развитых стабилизаторов является слабым мес-
том такой силовой схемы, так как при этом су-
щественно ухудшаются массовые характери-
стики ракеты.
В 50-х годах прошлого века в СССР и США
было предложено несколько важных усовер-
шенствований в конструкции ракеты, кото-
рые позволили значительно увеличить ее даль-
ность. К числу таких усовершенствований от-
носятся следующие (рис. 1.5).
1. Использование в качестве силовой обо-
лочки ракеты стенок топливных баков (схема с
несущими баками).
Рис. 1.5. Принципиальная схема модернизированной
одноступенчатой жидкостной ракеты
32
2. Использование наддува топливных баков не только для
обеспечения безкавитационной работы насосов, но и для разгруз-
ки стенок баков от осевых сжимающих нагрузок.
При ускоренном движении ракеты осевая сжимающая сила,
действующая в сечении xj-xi, проходящем через «сухой» (межба-
ковый) отсек,
У\-| = A/.vig()A?.v + Х\ ,
где МХх — масса верхней части ракеты до сечения xj-xi; пх -
= wY/go — осевая перегрузка (и\ — осевая составляющая уско-
рения движения ракеты); X] — сила лобового сопротивления.
В сечениях ракеты х2-*2, проходящих через топливные баки,
сжимающим нагрузкам противостоят растягивающие, создаваемые
наддувом:
NV2 = gO "х + Х\ - /7IugM ,
где рНд — давление наддува топливных баков; 5М — площадь
поперечного сечения ракеты (миделя).
Таким образом, давление наддува играет роль продольного си-
лового набора, предназначенного для восприятия осевых сжима-
ющих нагрузок.
Впервые в 1923 г. «баллоноподобные» баки предложил делать
Г. Оберт, но тогда это осталось незамеченным.
3. Применение головной части, отделяющейся в конце актив-
ного участка от корпуса ракеты. Такое конструктивное решение
исключает необходимость упрочнения и защиты всей ракеты от
силовых и тепловых нагрузок, действующих на нее на участке воз-
вращения к Земле. Эти нагрузки на порядок больше, чем нагрузки,
действующие на ракету на участке выведения (рис. 1.6).
Рис. 1.6. Изменение силы лобового сопротивления на различных участ-
ках полета у ракеты Р-2:
0-/к — участок выведения; /с'-/е — участок возвращения к Земле
33
Значение аэродинамических и тепловых нагрузок на участке
выведения определяется благоприятным сочетанием изменений
плотности атмосферы р и скорости ракеты v (рис. 1.7):
v _ с _ Р^2 с
Ли — cxqS^ — сх эм,
где сх — коэффициент аэродинамических сил.
Например, на высоте Эвереста (8 848 м) отношение р/ро =0,3
(см. рис. 1.7).
Рис. 1.7. Изменение с высотой Н полета ракеты ее скорости с, скоростно-
го напора q и относительной плотности атмосферы р/р0
Корпус ракеты не спасается, что позволяет отказаться от ста-
билизаторов. Отделившаяся головная часть при движении к Земле
в плотных слоях атмосферы стабилизируется так называемой «юб-
кой» или соответствующим размещением боевого заряда в корпусе
головной части.
4. Отказ от газовых рулей для управления и стабилизации ра-
кеты, которые, имея определенные преимущества, уменьшают
тягу двигателя на 15...17 % за счет газодинамического сопротив-
ления потоку рабочих газов, истекающих из сопла.
Все эти усовершенствования способствовали увеличению мак-
симальной дальности одноступенчатой ракеты. Кроме того, суще-
ственно уменьшилась масса корпуса ракеты, который теперь рас-
считывался на меньшие нагрузки. Отпала необходимость в стаби-
лизаторах и теплозащите всего корпуса ракеты, достаточно стало
покрывать теплозащитой только головную часть. Появилась воз-
можность отказаться от стали для изготовления корпуса и перейти
на более легкие алюминиево-магниевые сплавы.
34
Впервые эти технические решения были частично реализованы
в ракете Р-2 (8Ж38), конструктивная схема которой представлена
на рис. 1.8.
Основные характеристики ракеты Р-2
Максимальная дальность
полета, км....................... 600
Максимальная высота над Зем-
лей, км.......................... 168
Общая длина, м................ 17,68
Диаметр, м.................... 1,652
Стартовая масса, т............ 20,4
Масса, кг:
боевой части ................. 1 008
горючего (92%-ный спирт)... 6 480
окислителя (жидкий кислород) 9 100
Максимальная тяга двигателя, тс:
у Земли ........................ 38,0
на большой высоте........... 41,3
Время работы двигателя, с..... 86
Скорость, м/с:
максимальная.................. 2 165
при встрече с целью ......... 700
На ракете Р-2 впервые была приме-
нена отделяющаяся головная часть, ча-
стично несущие баки (задний бак с жид-
ким кислородом был еще подвесной) и
легкие алюминиевые сплавы для баков.
Использовался форсированный двига-
тель от Р-1 (было увеличено число обо-
ротов турбины, повышены концентрация
Рис. 1.8. Конструктивная схема баллисти-
ческой ракеты Р-2:
1 — наконечник с головным взрывателем; 2 —
стабилизирующая «юбка» головной части; 3 —
пружинный механизм отделения; 4 — бак горю-
чего; 5 — торовый баллон сжатого воздуха; 6 —
бак окислителя; 7 — теплоизоляция из стеклова-
ты; 8 — приборный отсек; 9 — хвостовой отсек
с двигательной установкой; 10 — стабилизатор;
11 — воздушные рули; 12 — газоструйные рули
35
этилового спирта с 75 до 92 % и давление в камере сгорания). Тяга
поднялась с 26 до 38 тс (у Земли), удельная тяга — до 210 вместо
к гс
199----. Уменьшилась масса двигателя. Использовался твердый
кг/с
катализатор, усовершенствована пневмогидравлическая схема
(ПГС). В систему управления введена система БРК (боковой радио-
коррекции — две радиолокационные станции, создающие равно-
сигнальную зону, совпадающую с плоскостью стрельбы, и блок БРК
на ракете). Серийное производство ракет и двигателей к ним было
развернуто на Днепропетровском заводе.
В декабре 1952 г. лицензия на прозводство ракет Р-2 и полный
комплект документации были безвозмездно переданы КНР. Мо-
нумент с ракетой Р-2 установлен на въезде в город Королев.
В ракете Р-5 (8К51) с максимальной дальностью 1 200 км все
изложенные принципы были впервые реализованы полностью. Ра-
кета Р-5 примечательна тем, что ее модификация Р-5М была пер-
вой ракетой, запущенной с ядерным зарядом. Запуск ракеты состо-
ялся 2 февраля 1956 г. с полигона Капустин Яр. Ракета пролетела
1 200 км и достигла цели в районе города Аральска.
Принятая на вооружение в 1961 г. одноступенчатая ракета Р-14
(8К65У) имела максимальную дальность 4 500 км. На современ-
ном уровне развития ракетостроения максимальная дальность од-
ноступенчатой ракеты ограничивается именно этим значением —
4 500 км. Достичь большей дальности, а также первой космиче-
ской скорости ui с помощью одноступенчатой ракеты в настоящее
время нереально. Доказать это можно, если провести упрощенный
баллистический и массовый анализ одноступенчатой ракеты с по-
мощью формулы Циолковского (1.1).
Для выведения спутника на низкую круговую орбиту в конце
активного участка необходимо иметь Va =V\ -8000 м/с. В этом
случае с учетом потерь 10000 м/с. Используем наиболее
энергоемкое топливо С>2Ж + Н2Ж с УД „ = 4550 м/с. По формуле
Циолковского можно рассчитать, что Л/к/А/о при этом будет
0,08...0,09, т. е. масса конструкции ракеты вместе с полезным гру-
зом не должна превышать 8...9 % стартовой массы. При огромных
силовых и тепловых нагрузках, действующих на ракету, создать
такую конструкцию нереально. Тем не менее отдельные энтузиа-
сты, работавшие в рамках программ «Дельта Клипер» и «Ротон»,
пытались спроектировать одноступенчатый носитель, используя
36
при этом передовые технологии и оптимальные конструктивные
схемы. Однако дальше демонстрационных полетов макетов лета-
тельных аппаратов в пределах атмосферы дело не пошло. Реализа-
ция одноступенчатой PH требует технологии нового поколения и
более энергоемкого топлива.
Многоступенчатые ракеты. Для получения больших, в част-
ности межконтинентальных, дальностей, а также для получения
первой и второй космических скоростей в настоящее время ис-
пользуют многоступенчатые ракеты.
Идея многоступенчатых ракет («ракетных поездов») принадле-
жит К.Э. Циолковскому. Впервые он высказал ее в 1896 г., а теоре-
тически обосновал в 1927 г. Практическую реализацию этой идеи
осуществил С.П. Королев. Под его руководством была создана пер-
вая в мире межконтинентальная двухступенчатая баллистическая
ракета, получившая название Р-7 (8К71). Первый испытательный
пуск ракеты состоялся 15 мая 1957 г., первый успешный пуск —
20 августа 1957 г. Ракета при стартовой массе 280 т могла доставить
полезный груз массой 5,5 т на расстояние 10 000 км (рис. 1.9).
Ракета Р-7 была создана для доставки на межконтинентальную
дальность атомной бомбы массой 5,5 т. Однако как боевая ракета
она имела существенные недостатки: компонентами топлива у нее
были жидкий кислород с температурой кипения -183 °C (в каче-
стве окислителя) и керосин (в качестве горючего). Наличие жидко-
го кислорода не позволяло хранить ракету длительное время в за-
правленном состоянии. Кроме того, ракета имела большие габари-
ты, что не позволяло разместить ее в шахте.
В конце 1950-х годов от КБ С.П. Королева отделилось КБ
М.К. Янгеля (КБ «Южное», Днепропетровск), в задачу которого
входило создание боевых межконтинентальных ракет. В 1963 г.
была принята на вооружение разработанная в этом КБ межконти-
нентальная баллистическая ракета Р-16 (8К64) на самовоспламе-
няющемся топливе с высококипящими компонентами (АК-27И +
+ НДМГ). Ракета при стартовой массе 141,2 т могла доставить на
дальность 10 000 км полезный груз массой 1,5...2,2 т (см. рис. 1.9).
Конструкция ракеты позволяла разместить ее в шахтной пусковой
установке с защищенностью от ядерного взрыва ракеты противни-
ка 0,2 МПа и с гарантийным сроком нахождения в заправленном
состоянии до одного года. К 1958 г. были созданы ядерные заряды
меньшей массы, чем выводила МБР Р-7 (5,5 т), поэтому ракета
Р-16 также была оснащена ядерной боеголовкой.
37
Индекс ракеты: оперативно-боевой технологический по коду в США по договору о СНВ Р-7 8К71 SS-6 Р-16 8К64 SS-7 Р-9 8К75 SS-8 УР-100 8К84 SS-11 Р-36 8К67 SS-9 Р-36 орб. 8К69 SS-X-10 РТ-2 8К98 SS-13 PC-12 УР-100К 15А20 SS-11 PC-10 РС-36М 15А14 SS-18 РС-20А
Стартовая масса, т 280,0 141,2 80,5 42,3 183,9 180,0 51,0 50,1 210,0
Длина, м 31,1 34,3 24,2 17,0 34,5 34,5 21,3 19,0 34,6
Максимальный диаметр корпуса, м 10,3-11,2 3,0 2,68 2,0 3,05 3,05 1,84-2,0 2,0 3,05
Дальность, тыс. км 8,5-8,8 10,5-13,0 10,3-12,5 5,0-12,0 10,2-15,5 Неогра- ниченная 9,6 10,6-12,0 11,2-16,0
Масса полезного груза, т 5,3-5,5 1,5-2,2 1,7-2,2 0,76-1,5 4,0 или 6,0 1,7 0,6-1,4 1,21 7,2
Мощность головной части, Мт 3,0-5,0 3,0-6,0 1,65-2,5 1,1 или 0,5 5,0 или 3x3,0 5,0 0,6 1,3 или 3x0,35 20,0-25,0
Количество ступеней 2 2 2 2 2 2 3 2 2
Рис. 1.9. Многоступенчатые баллистические ракеты 1960-1975 гг. и их основные характеристики
Перед КБ С.П. Королева была поставлена задача создать МБР
шахтного базирования с массой на старте менее 100 т. Вопрос от-
носительно топлива решался так: или низкокипящие О2 + Т1, что
исключало длительное время нахождения ракеты на старте в за-
правленном состоянии, или высококипящие АК + Т1, что связано с
использованием агрессивного и токсичного окислителя (это топ-
ливо хуже по своим энергетическим характеристикам).
Было принято следующее решение: отдать предпочтение О2 +
+ Т1, однако топливо хранить не в ракете, а в пристартовом храни-
лище в переохлажденном состоянии (-203 °C вместо -183 °C), что
существенно уменьшало потери на испарение жидкого кислорода
и обеспечивало очень быструю заправку, так как переохлажден-
ный кислород приобретал новое качество — повышенную теку-
честь. При этом все системы и агрегаты ракеты в течение года
пребывания на старте должны были находиться в готовности № 1.
Главным ограничением выступало время раскрутки гироскопов.
Технология заправки позволяла заполнить баки ракеты топливом
за время раскрутки гироскопов.
Снижение стартовой массы было достигнуто не только за счет
более энергоемкого топлива, но и за счет новых конструктивно-
компоновочных решений, таких как использование открытых
ферм для соединения ступеней, сбрасываемого хвостового отсека
второй ступени, применение паров наддува бака горючего второй
ступени для отделения головной части.
В 1965 г. ракета Р-9 (8К75), созданная в КБ С.П. Королева, бы-
ла принята на вооружение. При стартовой массе 80 т ракета могла
доставить головную часть массой 1,5...2 т на расстояние
10... 12 тыс. км (см. рис. 1.9). Ракета Р-9 на старте находилась в
шахте с присоединенными коммуникациями для заправки компо-
нентами топлива. Заправка осуществлялась при дистанционном
контроле с командного пункта. Интервал запуска ракет из одной
шахты составлял всего 2,5 ч.
Ракете Р-9, как и другим королёвским ракетам, пришлось по-
работать на космос. Проектные расчеты показали, что если на
ракету «Восток» (Р-7) вместо блока Е, т. е. в качестве третьей
ступени, поставить вторую ступень от ракеты Р-9 (блок И), то
масса полезного груза, выводимого на орбиту, увеличится на
25 %, т. е. составит около 6 т. Кроме того, при использовании
блока И можно было поставить на ракету еще одну, четвертую,
ступень (блок Л), обеспечивающую возможность запуска аппара-
40
тов с промежуточной орбиты. Блок Л был первым в стране «кос-
мическим буксиром».
Постановка блока И потребовала упрочнения и утяжеления
центрального блока, однако при этом открывались новые перспек-
тивы в отечественной космонавтике — запуск более совершенных
автоматических межпланетных станций (АМС) к Луне, Марсу и
Венере, а также запуск высокоорбитальных спутников связи
«Молния» (в такой комплектации знаменитая «семерка» (Р-7) по-
лучила название «Молния»). На блоке Л был впервые применен
ЖРД «закрытой» схемы (разработки двигательного подразделения
КБ С.П. Королева под руководством М.В. Мельникова). Запуск
двигателя в невесомости решался с помощью четырех РДТТ,
укрепленных на переходной раме (блок обеспечения запуска).
С ракетами Р-16 и Р-9 на Байконуре связаны два трагических
события. 24 октября 1960 г. произошел несанкционированный за-
пуск двигателя второй ступени ракеты Р-16. В это время около
заправленной ракеты на стартовой позиции находилось более
100 человек. Погибли 76 человек, в том числе маршал М.И. Неделин.
Три года спустя, 24 октября 1963 г. произошла еще одна траге-
дия. Накануне при заправке учебной ракеты Р-9 в шахте по не-
осторожности пролили керосин. Загазованность шахты кислоро-
дом была выше нормы (32 % при норме 21 %). На следующий день
расчет стал спускаться в шахту на лифте и на отметке 8-го этажа
при входе в телеметрическую комнату заметил перегоревшую
электролампочку. При ее замене искра в электропатроне вызвала
вспышку, начался пожар. Погиб расчет, работавший в шахте, и
спасатели — всего восемь человек.
С тех пор на Байконуре 24 октября называют «черным днем
полигона», в этот день не проводят ответственных испытаний.
В США многоступенчатая («полутораступенчатая») МБР «Ат-
лас» была принята на вооружение в 1959 г.
По своим энергетическим характеристикам МБР близка к пре-
делу, за которым следует возможность использования ее как раке-
ты-носителя. С помощью МБР Р-7 в СССР 4 октября 1957 г. был
выведен на орбиту первый искусственный спутник Земли. В тече-
ние длительного времени и в нашей стране, и в США в качестве
ракеты-носителя применялись модернизированные МБР. Так, мо-
дернизированная ракета Р-7 использовалась как PH в вариантах
«Восток» (основной блок + блок Е), «Союз» (основной блок +
+ блок И), «Молния» (основной блок + блок И + блок Л). Всего
41
Рис. 1.10. Классификация баллистических ракет
Оперативно-тактические _
(^-тах 1 000 км)
Легкого класса
Насосная
Комбинированная схема I—1
Баллистические ракеты -
Боевые ракеты
Открытый старт
Закрытый старт
Среднего класса
Тяжелого класса
Вытеснительная
С несущими баками
С подвесными баками
Ракеты-
носители
Крылатые ракеты
(отнесены к БРДД
условно)
Поперечного деления
ступеней
Продольного деления
ступеней
Средней дальности
(Лвах-45000 км)
Межконтинентальные
Umax > 5 000 км)
Одноразового
действия
Многоразового
действия
Космические
буксиры
состоялось более 1 600 запусков модификаций этой ракеты. Мно-
гие МБР используются в настоящее время в качестве конверсион-
ных вариантов PH («Днепр», «Рокот», «Стрела» и др.).
Американская МБР «Атлас» применялась в качестве PH в пяти
вариантах, в том числе в варианте «Атлас — Центавр — Бернер-П»
для запуска в 1971-1972 гг. космических аппаратов «Пионер-Х» и
«Пионер-XI», впервые покинувшим Солнечную систему, и в вари-
анте «Атлас-ША», примечательном тем, что его первая ступень
снабжена двигателем РД-180 российского производства. Всего со-
стоялось более 500 запусков модификаций PH «Атлас».
Специфические требования к боевым ракетам (оперативность
запуска, защищенность стартовой позиции и др.) привели к созда-
нию отдельного направления ракетной техники.
Дадим краткую классификацию БРДД, ориентируясь на наибо-
лее характерные признаки, влияющие на конструктивные особен-
ности ракеты (рис. 1.10). Отметим, что крылатые ракеты не явля-
ются баллистическими и введены в классификацию БРДД условно.
По грузоподъемности различают ракеты-носители:
• легкого класса: А/о < 200 т; МЦЛ < 3,6 т (НОО — низкая око-
лоземная орбита) («Космос-ЗМ», «Циклон-2», «Циклон-3», «Ро-
кот»);
• среднего класса: Мо =310...400 т; МЦЛ = 7...13 т (НОО)
(«Союз», «Молния», «Зенит»);
• тяжелого кчасса: А/о > 700 т; А/П.г > 20 т (НОО) («Протон»).
Вопросы к главе 1
1. Укажите особенности траектории БР и назовите параметры конца
активного участка, необходимые для получения первой космической
скорости.
2. Дайте определение и укажите физический смысл основных про-
ектных параметров БР.
3. Проанализируйте силовую схему ракеты V-2 и укажите ее слабые
стороны.
4. Какие главные конструктивные решения были реализованы при со-
здании БР модернизированной схемы?
5. Оцените возможность получения первой космической скорости с
помощью одноступенчатой ракеты.
6. Оцените возможность использования ядерной энергии для получе-
ния реактивной тяги в двигательных установках БР.
43
Глава 2. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ
БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ ДАЛЬНЕГО ДЕЙСТВИЯ
2.1. Одноступенчатые ракеты
По типу двигателя ракеты могут быть жидкостными или
твердотопливными. На рис. 2.1 приведена компоновочная схема
одноступенчатой боевой баллистической ракеты с ЖРД.
Рис. 2.1. Компоновочная схема одноступенчатой боевой жидкостной
баллистической ракеты:
ГЧ — головная часть; РЧ — ракетная часть; / — полезный груз; 2 — механизм
отделения головной части; 3 — приборный отсек; 4 — топливный бак; 5 — тур-
бонасосный агрегат; 6 — силовая рама двигательной установки; 7 — камера сго-
рания жидкостного ракетного двигателя; 8 — газоструйные рули
Конструкцию боевой баллистической ракеты можно разделить
на две части — головную и ракетную.
Головная часть. Конструкция и назначение головных частей
(ГЧ) одно- и многоступенчатых боевых баллистических ракет ма-
ло отличаются одна от другой. Головная часть предназначена для
размещения полезного груза и защиты его от аэродинамического
нагрева, а также для доставки к цели и подрыва боевого оснаще-
ния, входящего в состав полезного груза. Подрыв боевого оснаще-
ния осуществляется в определенном положении относительно це-
ли, обеспечивающем его наибольшую эффективность, в том числе
и после проникновения в преграду.
Основу боевого оснащения стратегических ракет составляют
средства поражения — боевые блоки (ББ), имеющие в качестве
44
обязательных элементов заряд из обычного взрывчатого вещества
(тротил или гексоген), ядерный или термоядерный боевой заряд, а
также устройства, обеспечивающие успешное функционирование
боевых блоков в полете и у цели. В зависимости от количества бо-
евых блоков головные части могут быть моноблочными (рис. 2.2)
и многоблочными (рис. 2.3).
Рис. 2.2. Моноблочные головные части с обычным зарядом взрывчатого
вещества (а) и с ядерным зарядом (б):
ЦМ — центр масс; ЦД — центр давления
Рис. 2.3. Многоблочная головная часть с разделяющимися
боевыми блоками
Моноблочная головная часть состоит из корпуса с теплозащит-
ным покрытием (ТЗП) и полезного груза. Как сам корпус, так и ТЗП
должны быть рассчитаны на защиту полезного груза от силовых
и тепловых нагрузок, действующих на головную часть на активном
и нисходящем участках траектории при больших осевых перегруз-
ках (до 80g()) и температурах, достигающих 4 000.. .5 000 °C.
Корпус головной части служит опорой для узлов и деталей, со-
ставляющих полезную нагрузку, и представляет собой каркасиро-
ванную оболочечную конструкцию, состоящую из оболочки, не-
скольких шпангоутов и элементов для крепления полезного груза.
Форма корпуса изменялась по мере развития ракетной техники
(рис. 2.4).
45
^г.ч
Рис. 2.4. Эволюция формы головных частей
На первых баллистических ракетах «оживальная» форма ис-
пользовалась для уменьшения аэродинамического сопротивления.
При определенном удлинении (Z = /r.4ZD) «оживальная» форма го-
ловной части обеспечивает больший свободный объем для разме-
щения боевого заряда. Головная часть с притупленным наконечни-
ком применялась для рассеивания тепла, связанного с аэродинами-
ческим нагревом, т. е. для облегчения работы ТЗП. Коническая
форма использовалась из технологических соображений, а также
для ракет с небольшой дальностью (менее 500 км). В этом случае
лобовое сопротивление оказывает существенное влияние на полет
ракеты, поэтому головная часть должна иметь удобообтекаемую
форму. «Оживальная» форма на современных ракетах (М-Х, «То-
поль-М» и др.) создает менее интенсивную ударную волну при
движении в плотных слоях атмосферы, что увеличивает вероят-
ность проникновения ГЧ через систему противоракетной обороны
(ПРО) противника.
Форма корпуса головной части, а также схема размещения в
нем полезного груза должны обеспечивать минимальное рассеи-
вание и устойчивый полет на атмосферной части пассивного
участка траектории. Для обеспечения аэродинамической стаби-
лизации головная часть должна быть статически устойчивой.
Центр масс в этом случае должен быть расположен к носу ракеты
ближе, чем центр давления (см. рис. 2.2). Конструктивное реше-
ние моноблочной головной части может быть и не совсем обыч-
ным. Для сокращения длины баллистической ракеты подводных
лодок (БРПЛ) боевой блок в ракете развернут на 180° относи-
тельно направления полета. Только после завершения активного
участка система переориентации боевого блока разворачивает его
по направлению полета.
В качестве ТЗП на головных частях боевых ракет используют
материалы, обеспечивающие теплозащиту корпуса и полезного
груза по принципу абляции (с уносом массы).
46
Под абляцией понимают происходящие при нагреве в материале
ТЗП фазовые и структурные превращения, связанные с поглощени-
ем тепла и сопровождающиеся эндотермическими реакциями и об-
разованием шлака с низким коэффициентом теплопроводности. Та-
кими материалами являются композиты на основе синтетических
полимерных смол и армирующего наполнителя — асбо- и стекло-
текстолиты. Конструктивно-технологическая схема корпуса голов-
ной части основывается на раздельном изготовлении деталей ТЗП в
виде прессованных и механически обработанных кожухов и после-
дующем приклеивании их к силовому основанию из сплавов алю-
миниево-литиевой группы с увеличенной удельной прочностью.
На первых МБР для тепловой защиты головных частей исполь-
зовали и другие принципы, такие как теплоизоляция (керамиче-
ское покрытие типа шамотного кирпича), теплопоглощение (ме-
таллы с высокой теплоемкостью). Так, на первых принятых на во-
оружение МБР «Атлас» корпус головной части покрывали толстой
медной оболочкой, весящей более 500 кг, что в то время решало
проблему прохождения головной частью атмосферы на нисходя-
щем участке траектории. На головной части МБР «Титан-1» роль
теплопоглощающего слоя выполняла оболочка из никеля. Позднее
для тепловой защиты головных частей всех МБР стали использо-
вать принцип абляции.
Основу многоблочной головной части составляет платформа,
на которой крепятся боевые блоки. Блоки по той или иной схеме
отделяются от платформы на восходящем, или активном, участке
траектории, поэтому головная часть в целом в мощной теплозащи-
те не нуждается, здесь достаточно головного обтекателя. Мощной
теплозащитой, обычно изготовленной из углерод-углеродного
композиционного материала (углепластика), покрываются боевые
блоки. Аэродинамический обтекатель защищает головную часть от
нагрева на атмосферном участке, сбрасывается и уводится с траек-
тории обычно в конце работы второй ступени ракеты специальным
двигателем, размещенным в головной части обтекателя.
Для осуществления заранее рассчитанных маневров в полете
перед отделением боевых блоков платформа снабжается двига-
тельной установкой разведения с запасом топлива и системой
управления. Таким образом появляется дополнительная ступень
ракеты, которую принято называть боевой ступенью (см. § 5.12).
Для разведения боевых блоков удобнее использовать многока-
мерную жидкостную двигательную установку многократного
47
включения с вытеснительной системой подачи. Такая установка
должна иметь маршевый двигатель, ось камеры сгорания которого
параллельна оси боевой ступени, а также двигатели ориентации и
стабилизации ступени по всем трем осям, работающие до отделе-
ния от нее последнего боевого блока.
Выведение боевой ступени в заданные точки прицеливания для
каждого из боевых блоков осуществляется в результате простран-
ственной коррекции параметров движения центра масс боевой
ступени на восходящей ветви базовой траектории. Самостоятель-
ное движение боевых блоков после отделения от боевой ступени
может происходить либо по баллистическим траекториям (не-
управляемые ББ), либо по частично управляемым (ББ, самонаво-
дящиеся и маневрирующие на конечном участке полета).
Управление полетом боевых блоков может преследовать две
цели: 1) повышение точности попадания (самонаводящиеся ББ);
2) повышение возможности преодоления противоракетной оборо-
ны противника. Обе цели могут достигаться одновременно путем
сочетания маневра и самонаведения.
Многоблочные головные части в зависимости от принципа
разведения боевых блоков делят на следующие группы:
• с простым одновременным отделением всех неуправляемых
боевых блоков (по американской классификации такие ГЧ назы-
ваются ГЧ типа MRV (multiple reentry vehicle), по нашей — кас-
сетными ГЧ);
• последовательным и последовательно-параллельным при-
цельным разведением неуправляемых боевых блоков (ГЧ типа
MIRV(multiple independently targetable reentry vehicle));
• последовательным разведением управляемых боевых блоков
(ГЧ типа MARV (maneuverable reentry vehicle)).
Последние два типа разведения боевых блоков позволяют при
одном пуске ракеты поражать несколько целей, отстоящих одна от
другой на сотни километров. Такие схемы использования много-
блочных головных частей могли быть реализованы только после
создания систем управления ракетой с применением бортовых
цифровых вычислительных машин (БЦВМ).
Автономная система управления боевой ступени управляет ее
полетом после того, как она отделилась от ракеты. Электронное
оборудование этой системы (гироскопы, акселерометры и БЦВМ)
должно быть защищено от поражающих факторов ядерного взры-
ва. Команды от БЦВМ поступают на объединенную (многокамер-
48
ную) двигательную установку ступени, работа которой обеспечи-
вает нужное приращение скорости и требуемую ориентацию сту-
пени перед отделением каждого боевого блока.
Количество боевых блоков на каждой из МБР, стоящих на во-
оружении СССР и США, колебалось от трех до десяти. Каждый
блок имел ядерный или термоядерный заряд мощностью
0,50...0,75 Мт. Боевые блоки обычно устанавливаются в один или
два яруса на платформу, имеющую вид колеса с соответствующим
количеству ББ числом «спиц» (элементов жесткости), отходящих
от «ступицы». Боевой блок имеет коническую форму, высоту
1,5...1,7 м, диаметр основания 0,40...0,55 м, угол полураствора
конуса ~8°. Обычно каждый блок оснащают двухсопловым двига-
телем закрутки, обеспечивающим равномерное обгорание ТЗП на
атмосферном участке полета, стабильный полет и, следовательно,
повышенную точность стрельбы. Двигательная установка разведе-
ния боевой ступени может обеспечить разведение ББ не только в
плоскости стрельбы, но и в перпендикулярной ей плоскости, при
этом охватывается очень большая площадь (400...800 км2).
Головные части с разделяющимися ББ типа MIRV были созда-
ны в конце 1960-х годов для МБР «Минитмен-Ш», в это же время
головные части типа MRV были разработаны для советских БРПЛ
Р-27У, а также для МБР PC-10 и Р-36. В конце работы второй сту-
пени двух последних типов ракет подрывались пироболты, крепя-
щие боевые блоки к корпусу ГЧ, и три боеголовки выталкивались
из ГЧ пиротолкателями. Боеголовки дальше летели по баллистиче-
ской траектории, и разброс их при встрече с Землей составлял
1,5...2,0 км, что увеличивало зону поражения ядерными боеприпа-
сами уменьшенной мощности. Наличие трех головок в полете по-
вышало вероятность успешного преодоления противоракетной
обороны противника.
Существенно больший эффект как для преодоления системы
ПРО, так и для боевого воздействия по нескольким объектам про-
тивника дает переход на головные части типа MIRV. Такой переход
был осуществлен на всех новых советских ракетах в 70-х годах
прошлого века. Целесообразность перехода на головные части типа
M1RV возрастает с увеличением массы полезного груза ракеты.
Как уже отмечалось, кроме боевого заряда в состав полезного
груза ГЧ входит целый ряд дополнительных устройств:
1) взрывательное устройство (ВУ) — обеспечивает надежный
подрыв боевого заряда в момент наиболее эффективного действия
49
по цели. В зависимости от характера цели это могут быть ВУ ди-
станционного, ударного или замедленного действия;
2) аппаратура взведения и предохранения ВУ — делает боевой
заряд безопасным при служебном обращении, запуске, полете над
своей территорией и территорией дружественных и нейтральных
стран, взводит ВУ непосредственно перед целью;
3) аппаратура аварийного подрыва ракеты (АПР) — осуществ-
ляет самоликвидацию ракеты в случае отклонения от заданной
траектории;
4) механизм отделения головной части (пружинный, пиротех-
нический и пневматический). При последнем способе отделения
может быть использован воздух, заключенный в герметичном
объеме приборного (или другого) отсека, а также газ наддува из
топливных баков. Во всех жидкостных и некоторых твердотоп-
ливных ракетах для отделения головной части используют тор-
можение корпуса с помощью специальных РДТТ, в основном же
в твердотопливных ракетах торможение осуществляют с помо-
щью так называемой «отсечки тяги» на двигателе последней сту-
пени;
5) устройство для стабилизации головной части после ее отде-
ления от корпуса ракеты — это или специальный агрегат («юбка»),
обеспечивающий после отделения головной части положение цен-
тра давления за центром масс, или соответствующее размещение
полезного груза внутри корпуса головной части, решающее ту же
задачу (см. рис. 2.2);
6) системы и устройства, обеспечивающие прорыв головной
части через систему противоракетной обороны противника.
В нашей стране простейшие средства для преодоления ПРО
впервые были применены в конце 1960-х годов на ракете Р-36, а
позднее и на других МБР. Такими средствами были:
• надувные отражатели радиоволн радиолокаторов (РЛ) про-
тивника (пакеты из тонкой алюминизированной с наружной сто-
роны пленки). В космосе пакеты надувались и разлетались на де-
сятки километров, заслоняя от радаров боеголовку;
• дипольные отражатели — полоски алюминиевой фольги
или небольшие куски проволоки, укладываемые в ГЧ. При про-
хождении зоны действия радиолокатора они выбрасывались в
большом количестве и маскировали ГЧ;
• радиопоглощающее покрытие — на наружную поверхность
боеголовки наносят многослойное феррито-фторопластовое по-
50
крытие, обладающее свойством поглощения радиоволн (техноло-
гия «Стеле») и делающее ее почти невидимой для радиолокаторов.
Развитие радиоэлектроники позволило создать радиолокаторы,
которые могли «селектировать» реальную боеголовку на фоне
элементарных ложных целей по целому ряду параметров — скоро-
сти, инфракрасному излучению и т. п. Это привело к усложнению
ложных целей и к усовершенствованию головных частей.
При использовании головных частей с разделяющимися бое-
выми блоками для их перехвата требуется большее количество
антиракет, что истощает систему противоракетной обороны про-
тивника и увеличивает вероятность поражения цели частью бое-
вых блоков.
В 1974 г. на все стоящие на вооружении СССР ракеты начали
устанавливать головные части с разделяющимися блоками индиви-
дуального наведения. К 1976 г. общее число таких боеголовок до-
стигло 2 500 единиц. На момент вступления в силу Договора СНВ-1
(1994 г.) только на 48 подводных лодках было размещено 728 бал-
листических ракет с 2 560 боеголовками индивидуального наведе-
ния. Ракета Р-29РМУ («Синева»), относящаяся к БРПЛ третьего
поколения, оснащена десятью такими боевыми блоками.
В случае моноблочной головной части («Тополь-М») для эф-
фективного преодоления противоракетной обороны противника
использована особая система управления боевой ступенью, кото-
рая позволяет ей на подлете к цели маневрировать в двух плоско-
стях и при этом с высокой точностью поражать цель.
Ракетная часть. Все современные баллистические ракеты вы-
полнены по «модернизированной» схеме, т. е. с несущими топлив-
ными баками и отделяющейся головной частью. В состав ракетной
части (РЧ) входят приборный отсек, топливный отсек с баками,
арматурой для заправки, дренажа и наддува, система подачи, дви-
гательная установка и органы управления. Обычно бак окислителя
располагается впереди бака горючего. Дело в том, что плот-
ность окислителя и его количество в заправленной ракете больше,
чем плотность и количество горючего. Например:
кг кг
Рт|=820—, а р0,ж =1140 — ;
м м
КГ кг
рндмг = 790—, а рдт =1 440 — .
м м
51
Такое расположение баков способствует смещению центра
масс ракеты вперед и уменьшает его смещение назад по мере вы-
горания топлива. С этой же целью при малом удлинении ракеты в
БРПЛ РСМ-25 бак окислителя, расположенный впереди бака го-
рючего, делят на два полубака. Окислитель расходуется сначала из
нижнего, а затем из верхнего полубака. Такие конструктивные ре-
шения позволяют отказаться от стабилизаторов, облегчают работу
органов рулевого управления и повышают устойчивость полета
ракеты.
Вследствие того что бак горючего при такой компоновке раке-
ты подвергается большим осевым нагрузкам, он требует большего
упрочнения. Часто для этой цели при его изготовлении использу-
ют обечайку вафельного типа, полученную механическим или хи-
мическим фрезерованием из нагартованных листов алюминиево-
магниевых сплавов. Такая конструкция более выгодна в весовом
отношении, чем при простом увеличении толщины стенки бака
для обеспечения той же прочности.
На компоновку ракеты влияет не только разбежка центра масс.
Необходимо учитывать, например, что, располагая бак с жидким
кислородом впереди, мы подвергаем его более сильному нагреву
(до 200 °C) набегающим потоком воздуха. Для уменьшения испа-
рения жидкого кислорода приходится использовать теплоизоля-
цию. В связи с этим вопрос о расположении баков решается по
совокупности факторов.
Маршевые блоки баллистических ракет с ЖРД имеют турбона-
сосную систему подачи компонентов топлива в камеру сгорания.
Рабочий газ для турбины вырабатывается в газогенераторе ТНА
(ГГТНА) из основных компонентов топлива, подаваемых в газоге-
нератор в соотношении, обеспечивающем оптимальные параметры
рабочего газа для турбины.
Газ для наддува топливных баков может находиться на борту
ракеты в баллонах высокого давления или вырабатываться из ос-
новных компонентов топлива, проходя через теплообменник, в
специальном газогенераторе или в ГГТНА и подаваться в баки го-
рючего и окислителя с избытком соответствующего компонента
(восстановительного или окислительного газа), чтобы избежать
самовоспламенения компонентов в баках.
Пневмогидросхема современных ракет предусматривает нали-
чие специальных устройств и арматуры, обеспечивающих работу
52
систем регулирования кажущейся скорости (РКС) и синхронного
опорожнения баков (СОБ).
Наличие приборного отсека необязательно. Во многих случаях
приборы системы управления располагаются в «юбке» головной
части, в межбаковом и хвостовом отсеках. Блоки разведения бое-
вых частей, блоки обеспечения запуска двигателей маршевых сту-
пеней в невесомости могут иметь как турбонасосную, так и вытес-
нительную систему подачи топлива в камеру сгорания.
Конструкции головной части ракет с РДТТ и с ЖРД мало от-
личаются одна от другой. Большую часть ракеты занимает двига-
тель. Основными элементами РДТТ (рис. 2.5) являются: корпус /,
сопловой блок 2 с органами рулевого управления, топливный за-
ряд 3, воспламенительное устройство 4 и устройство для отсечки
тяги 5.
Рис. 2.5. Компоновочная схема двухступенчатой боевой баллистической
ракеты на твердом топливе:
/ — корпус; 2 — сопловой блок с органами рулевого управления; 3 — топливный
заряд; 4 — воспламенительное устройство; 5 — устройство для отсечки тяги
Корпус. Для изготовления корпусов РДТТ современных бал-
листических ракет используют главным образом многослойные
композиционные материалы (КМ) на основе синтетических поли-
мерных смол (матрицы) и армирующего наполнителя в виде стек-
лоленты или синтетических волокон. Матрица обеспечивает сов-
местную работу армирующих элементов, которые воспринимают
возникающие в конструкции под действием внешних нагрузок ос-
новные напряжения и обеспечивают ее жесткость и прочность в
направлении ориентации волокон.
Основными преимуществами КМ по сравнению со ста-
лью, титаном и другими материалами являются более высокая
удельная прочность, коррозионная стойкость, более низкая тепло-
проводность. Кроме того, за счет различной ориентации волокон
наполнителя в процессе изготовления конструкции можно полу-
чить анизотропный материал, имеющий разные пределы прочно-
сти в различных направлениях. Последнее обстоятельство позво-
53
ляет создать равнопрочную конструкцию корпуса РДТТ мини-
мальной массы.
Если рассматривать оболочку корпуса как замкнутую, то при
внутреннем давлении р в обечайке возникают следующие напря-
жения:
• в продольном направлении
_ PD.
СИ - —z-,
45
• в окружном направлении
_ - PD
2 25 ’
где D —диаметр обечайки; 5 —толщина материала обечайки.
Поскольку наибольшим является окружное напряжение, то в
случае использования изотропного материала (металла) толщина
обечайки
х pD
2ов
(где ав — временное сопротивление материала; Т] — запас проч-
ности), а материал в продольном направлении оказывается недо-
груженным. Благодаря анизотропии свойств композиционного ма-
териала этого удается избежать.
Изготовление корпусов двигателей современных ракет из КМ
на основе органоволокна типа «кевлар» и более совершенного
«армос» с повышенной удельной прочностью позволяет создавать
более высокое давление в камере сгорания (при одинаковой тол-
щине стенки камеры сгорания в 1,4-1,9 раза больше, чем при ис-
пользовании в качестве армирующего наполнителя в КМ стекло-
волокна). Повышение давления в камере сгорания способствует
уменьшению площади критического сечения сопла, габаритов и
массы соплового блока. Кроме того, на верхних ступенях ракеты
можно реализовать оптимальную степень уширения сопел и, сле-
довательно, получить более высокое значение удельного импульса
тяги двигателей при прочих равных условиях.
Изготовление корпуса РДТТ из КМ методом спиральной намот-
ки стеклоленты, пропитанной смолой, на вращающуюся оправку
(так называемый метод «спираллой») дает возможность создать
корпус типа «кокон» (рис. 2.6) одновременно с обечайкой и днища-
ми. Рациональное количество слоев стеклоленты и их ориентация
при намотке обеспечивают равнопрочность конструкции корпуса.
54
Рис. 2.6. Конструкция корпуса РДТТ типа «кокон» с зарядом:
1 — крышка воспламенительного устройства; 2 — закладной фланец; 3 — тепло-
вая защита; 4 — «юбка»; 5 — промежуточный слой; 6 — барьерный слой; 7 —
силовой корпус; 8 — гермослой; 9 — краска; К) — манжета
Предварительное размещение на обечайке так называемых
«закладных деталей» и теплозащитного покрытия после намотки
ленты и полимеризации смолы позволяет получить корпус РДТТ,
почти полностью готовый к монтажу на нем остальных частей
двигателя и к заправке топливом.
Композиционные материалы используют не только для изго-
товления из них равнопрочных конструкций корпусов РДТТ, но и
для теплоизоляции элементов конструкции, для создания деталей
и узлов с радиопрозрачными, терморегулирующими и токопрово-
дящими функциями.
Ленточные кабели бортовой кабельной сети (БКС) проклады-
вают в корпусах двигателей из КМ при их изготовлении. В этом
случае БКС представляет собой широкую плоскую ленту, внутри
которой размещают провода, соединяющие приборный отсек с ис-
полнительными устройствами ракеты.
В ракетно-космической технике с успехом используют аморти-
зирующие свойства КМ для снижения динамических нагрузок на
полезный груз (адаптеры для размещения космических аппаратов
на ракетах-носителях), для уменьшения последствий динамическо-
го удара в трубопроводах при их мгновенном перекрытии (вставка
из КМ в трубопровод) и др.
Необходимо отметить, что при разработке всего комплекса
(ракета + шахта) приходится учитывать некоторые специфические
особенности конструкции корпусов РДТТ, изготовленных из КМ.
В частности, конструкция подвески ракеты в шахте должна обес-
55
печивать работу корпуса двигателей на растяжение, что является
естественным нагружением нитей стекло- или органоволокна, из
которых они изготовлены.
Особое место среди КМ занимают углепластики — материа-
лы на основе искусственных углеродных волокон и полимерных
матриц. Углепластики существенно превосходят традиционные
конструкционные материалы по удельным значениям прочности,
жесткости, обладают исключительной радиационной, коррозион-
ной, химической стойкостью, высокой стабильностью размеров
при нагревании и охлаждении. Углепластики по прочности и
жесткости близки к стали, а их удельный вес меньше, чем у алю-
миния.
Перечисленные свойства углепластиков обусловлены совер-
шенством их структуры на молекулярном и атомарном уровне, что
недостижимо в обычных материалах.
Как уже отмечалось, углепластики применяют в качестве ТЗП
боевых блоков, а также для изготовления корпусов РДТТ, сопел и
сопловых насадков.
Конструкция соплового аппарата будет описана в § 3.2 и 3.3.
Заряд твердого топлива, виды топлива. Для снаряжения мар-
шевых РДТТ современных боевых баллистических ракет применя-
ют смесевое твердое топливо. На первых отечественных и некото-
рых зарубежных баллистических ракетах использовали баллистит-
ное твердое топливо. На современных ракетах его применяют
только для снаряжения вспомогательных двигателей (например,
тормозных РДТТ в баллистических ракетах с ЖРД (8К84 и др.)).
Баллиститное твердое топливо представляет собой коллоид-
ный раствор нитроклетчатки в нитроглицерине. Соотношение ис-
ходных веществ для получения коллоидного раствора предопреде-
лило низкое значение удельного импульса тяги (<7уло ==2000 м/с),
а технология изготовления — невозможность получения каче-
ственного заряда с диаметром более 600 мм. Поэтому ракетные
блоки первых отечественных баллистических ракет с РДТТ на
этих топливах («Темп», 8К95) состояли из нескольких параллельно
работающих двигателей.
Смесевое топливо — механическая смесь твердых частиц
окислителя и горючего. В качестве окислителя используют соли
хлорной кислоты (перхлораты), в качестве горючего — искус-
ственный каучук, обеспечивающий длительное хранение заряда,
органические смолы и др. В состав смесевого твердого топлива
56
может входить энергетическая добавка в виде порошка алюми-
ния. Удельный импульс тяги в пустоте у этого топлива
УуДП =2 700...2 800 м/с, а заряды из такого топлива могут быть
изготовлены большого диаметра (до 3...4 м).
В 1980-х годах в нашей стране были разработаны технологии
по изготовлению новых топливных компонентов как по окислите-
лю, так и по горючему, которые позволили создать различные топ-
ливные составы с высокими энергетическими характеристиками,
не имеющие мировых аналогов. Одно из таких топлив было при-
менено в РДТТ третьей ступени БРПЛ Р-39 и на второй и третьей
ступенях МБР РТ-23 УТТХ.
Для РДТТ первой ступени современных МБР используют сме-
севое топливо с частичной заменой перхлората аммония на взрыв-
чатое вещество типа октоген.
Смесевые топлива обладают качествами, позволяющими из-
готовить из них заряды методом литья под давлением топливной
массы непосредственно в камеру двигателя. При такой техноло-
гии можно получить заряд топлива, жестко скрепленный с кор-
пусом.
Форма заряда. Процесс газообразования в камере сгорания за-
висит от геометрических параметров заряда. Перечислим основ-
ные требования, предъявляемые к форме топливных зарядов.
1. Форма заряда должна обеспечивать постоянство секундного
расхода продуктов сгорания в течение всего времени работы дви-
гателя. Это требование связано в первую очередь со стремлением
получить наименьшую массу конструкции двигателя. Постоянный
расход топлива обеспечивает постоянное давление в камере сгора-
ния. Из всех возможных законов изменения давления именно его
постоянство обусловливает наименьшее значение давления, на ко-
торое рассчитывают на прочность камеру сгорания.
При постоянном секундном расходе топлива можно обеспе-
чить стабильные условия работы органов управления. Массовый
секундный расход газов через сопло в первом приближении равен
массовому секундному притоку продуктов сгорания твердого топ-
лива, зависящему от площади поверхности горения 5гор:
Ш — U р5гор ?
где и — линейная скорость горения топлива; р — его плотность.
Таким образом, для получения постоянного секундного расхо-
да заряд должен иметь форму, которая в течение всего времени
57
работы двигателя обеспечивает постоянство площади поверхности
горения (Srop = const).
2. Форма заряда должна обеспечивать продолжительное время
работы двигателя.
3. Конструкция заряда должна полностью или частично ис-
ключать непосредственное соприкосновение продуктов сгорания
со стенками камеры.
4. Форма заряда должна способствовать минимальному сме-
щению центра масс двигателя по мере выгорания топлива.
5. Форма заряда должна способствовать увеличению коэффи-
циента заполнения камеры топливом.
Рассмотрим, в какой степени различные формы заряда удовле-
творяют перечисленным требованиям.
Простейшей формой заряда является сплошной цилиндр, горя-
щий с торца и бронированный по поверхности (рис. 2.7). Такая
форма обеспечивает постоянную площадь горения и максимально
возможную плотность заряжания. Однако для получения большой
тяги при ограниченной скорости горения топлива (~10 мм/с) необ-
ходимо иметь большую площадь горения, что в данном случае
равносильно увеличению диаметра заряда, а следовательно, и всей
ракеты. При такой форме заряда по мере выгорания топлива центр
масс двигателя смещается и стенки камеры подвергаются непо-
средственному воздействию горячих газов. В связи с отмеченными
недостатками заряд торцевого («сигаретного») горения не находит
применения в РДТТ баллистических ракет.
Рис. 2.7. Заряд, горящий с торца
В телескопическом заряде (рис. 2.8) в течение всего времени
работы двигателя площадь горения остается постоянной. Здесь
уменьшение поверхности горения внутренней шашки компенсиру-
ется увеличением поверхности горения наружной шашки. К суще-
ственным недостаткам такого заряда относятся сравнительно
58
большой наружный диаметр и сложность крепления центральной
шашки.
Рис. 2.8. Телескопический заряд
Наиболее распространенной формой является цилиндрический
заряд с центральным каналом и щелями на части длины заряда
(рис. 2.9). Здесь увеличение поверхности горения по каналу ком-
пенсируется участком дегрессивного горения по щелям. Проекти-
рование такого заряда сводится к подбору числа и размеров щелей,
обеспечивающих наименьшее отклонение площади горения от по-
стоянной. На значительной длине заряд защищает стенку корпуса
РДТТ от непосредственного соприкосновения с горячими газами
(см. рис. 2.6). В этом случае щель образует так называемое «цен-
тральное тело» заряда, горящего дегрессивно.
А
Рис. 2.9. Щелевой заряд
Воспламенительное устройство (рис. 2.10). Предназначено
для воспламенения топливного заряда. Обычно система воспламе-
нения располагается в центральном отверстии переднего днища
двигателя и состоит из собственно воспламенителя и инициирую-
59
щего устройства. Инициирующее устройство включает в себя пи-
росвечу, инициирующий заряд и мостик накаливания, объединен-
ные в одно устройство, называемое пиропатроном 1.
Рис. 2.10. Конструкция воспламенительного устройства:
I — пиропатрон; 2 — промежуточный заряд; 3 — основной заряд; 4 — перфори-
рованная трубка; 5 — оболочка; 6 — центральная трубка; 7 — корпус
Инициирующий заряд обеспечивает зажигание промежуточного
заряда 2, который, в свою очередь, зажигает основной заряд 3, со-
стоящий из таблеток пиротехнического состава. Продукты сгорания
воспламенителя заполняют свободный объем камеры сгорания, про-
гревают поверхность заряда топлива и поджигают последний.
Для надежного воспламенения необходимо к единице поверх-
ности заряда топлива подвести определенное количество теплоты
от газов воспламенителя. Это количество зависит от марки топли-
ва, температуры заряда и давления в камере сгорания.
В функции воспламенительного устройства входит не только
инициирование горения заряда, но и повышение давления в камере
сгорания до уровня, при котором горение становится устойчивым.
Этому же способствует заглушка, устанавливаемая в зоне крити-
ческого сечения сопла и разрушающаяся только при достижении
определенного давления.
Устройство для отсечки тяги (рис. 2.11). Для управления
дальностью полета баллистической ракеты необходимо иметь воз-
можность выключать двигатель последней ступени в определен-
ный момент времени — по достижении заданных значений скоро-
сти или функционала управления дальностью. Решение этой зада-
чи привело к созданию в КБ «Южное» в конце 1980-х годов
комбинированной ракеты РТ-200П (8К99). На первой ступени ис-
пользовался РДТТ, а на второй — ЖРД. Жидкостный двигатель
можно было выключать в две ступени, и в то же время он позволял
использовать систему РКС для уменьшения разброса координат
конца активного участка траектории.
60
В современных твердотоп-
ливных баллистических ракетах
прерывание горения заряда топ-
лива осуществляют за счет рез-
кого сброса давления в камере
сгорания путем вскрытия допол-
нительных отверстий. Для гаше-
ния заряда необходимо выпол-
нить условие
др
dt
др
dt
кр
т. е. обеспечить быстрый сброс
давления в камере сгорания,
причем |Э/?/Э/|кр зависит от мар-
Рис. 2.11. Устройство для отсечки
тяги:
/ — теплозащитное покрытие; 2 —
раструб; 3 — детонирующий заряд;
4 — крышка; 5 — патрубок; 6 —
электродетонатор
для отделения головной части.
ки топлива, начального давления
в камере сгорания и температу-
ры заряда.
В твердотопливных ракетах
отсечку тяги используют также
для реверса тяги двигателя по-
следней ступени, необходимого
С этой целью отсечные сопла располагают на корпусе двигателя
так, чтобы газы истекали вперед под углом к оси ракеты.
Определенный тормозной импульс обеспечивается соответ-
ствующим подбором площади проходных сечений отсечных со-
пел. Для надежного отделения головной части необходимо, чтобы
суммарная противотяга от всех отсечных сопел была на 10... 15 %
больше тяги, создаваемой основными соплами.
2.2. Многоступенчатые ракеты
У многоступенчатой ракеты, как и у одноступенчатой, имеют-
ся головная часть и ракетная часть, состоящая из нескольких раз-
гонных блоков. Обычно каждый разгонный блок представляет со-
бой в значительной степени автономную часть ракеты, включаю-
щую в себя топливный отсек с топливом, двигательную установку,
органы управления и ряд других систем бортового комплекса,
обеспечивающих движение ракеты на определенном участке тра-
61
ектории выведения. Соединяя различным образом ракетные блоки
между собой, можно получить хорошо известные компоновочные
схемы ракет: «пакет», «тандем» и комбинацию этих схем.
Многоступенчатой называют ракету, у которой еще до конца
активного участка траектории отбрасываются ненужные для даль-
нейшего полета крупные ракетные блоки.
Блок — понятие конструктивно-компоновочное. Это крупный
конструктивный
объект, отбрасываемый при переходе к работе
следующей ступени. Ступень — понятие балли-
стическое. На этапе полета ступени ее масса ме-
няется по мере выгорания топлива, а масса кон-
струкции остается постоянной.
В отличие от одноступенчатой ракеты, у ко-
торой изменение массы во время полета проис-
ходит плавно, только за счет выгорания топлива,
у многоступенчатой ракеты масса изменяется
плавно, за счет выгорания топлива, и ступенчато,
за счет отбрасывания блоков.
Существует три конструктивно-компоновоч-
ные схемы многоступенчатых ракет:
• с поперечным делением ступеней — «тан-
дем»;
• с продольным делением ступеней — «па-
кет»;
• комбинированная (часть блоков компонуют
по схеме «пакет», а часть — по схеме «тандем»).
Сравним достоинства и недостатки этих схем,
приведем примеры их применения на конкрет-
ных ракетах.
Схема «тандем» (рис. 2.12). Эта схема ис-
пользована при компоновке ракет Р-16 (8К64),
Р-9 (8К75), УР-100 (8К84), У Р-500 (8К82), «Са-
турн-V», «Тополь-М», «Минитмен», М-Х, «По-
ларис» и др. При тандемной схеме число ступе-
ней ракеты совпадает с числом входящих в ее
состав блоков.
Рис. 2.12. Схема многоступенчатой ракеты с попе-
речным делением ступеней — «тандем»
62
Достоинства этой схемы:
1. Ракета имеет меньшие поперечные размеры, легче организо-
вать ее старт из шахт и пусковых труб подводных лодок.
2. На каждой ступени можно организовать свое, близкое к оп-
тимальному уширение сопла и тем самым получить выигрыш в
удельном импульсе тяги.
Недостатки:
1. Сам принцип тандемной схемы предполагает передачу по-
вышенных усилий на предыдущую ступень ракеты от всех после-
дующих, что увеличивает общую массу конструкции ракеты.
2. Существуют ограничения по диаметру, обусловленные со-
ображениями транспортировки (при транспортировке по железной
дороге Ор < 4,1 м).
3. Во время полета необходимо включать двигатели верхних
ступеней.
4. На участке работы первых ступеней двигатели верхних сту-
пеней не работают, являются балластом, в связи с этим тяга двига-
телей первых ступеней должна быть увеличена.
5. Большое удлинение A = /p/Dp вызывает затруднения при об-
служивании ракеты и, главное, при создании системы управления.
Дело в том, что при увеличении X понижается частота соб-
ственных изгибных колебаний корпуса ракеты как упругой балки,
увеличивается амплитуда колебаний. Упругие изгибные колебания
корпуса передаются на основания гироприборов. Гироприборы
закономерно откликаются на эти колебания и посылают команды в
систему управления, раскачивая органы рулевого управления.
Контур замыкается и входит в режим непредвиденных автоколе-
баний. Колебания органов рулевого управления не только изгиба-
ют корпус ракеты, но и раскачивают жидкие компоненты топлива
в баках.
Колебания зеркала жидкости вызывают дополнительные воз-
мущения. Требуются меры для гашения этих колебаний, что при-
водит к увеличению массы конструкции. Частота этих колебаний
нередко находится в полосе частот системы управления, что опас-
но из-за резонансных явлений.
Впервые с проблемой обеспечения динамической устойчиво-
сти полета столкнулись при создании баллистической ракеты
Р-5М. Для обеспечения дальности 1 200 км длина и объем баков
этой одноступенчатой ракеты были увеличены по сравнению
с ракетой Р-2, что позволило существенно увеличить количество
63
заправляемого топлива. При этом удлинение ракеты выросло
до 14, что считается пределом для жидкостных баллистических
ракет.
При летной отработке ракеты Р-5М были исследованы и прак-
тически решены проблемы обеспечения динамической устойчиво-
сти полета ракеты с учетом колебаний упругого корпуса с жидким
наполнителем и помехоустойчивости системы управления в усло-
виях вибраций.
После установки на основной блок ракеты Р-7 блока Е (PH
«Восток») также возникли проблемы динамической устойчивости
ракеты, хотя с основным блоком эти проблемы уже были решены.
Дело в том, что установка блока Е удлинила ракету, понизила ча-
стоту собственных изгибных колебаний, которые вошли в резо-
нанс с продольными колебаниями столба жидкости в топливных
магистралях. Эти колебания приводили к нарушению нормальной
работы двигательной установки. Двигатели начинали пульсиро-
вать, вызывая дополнительные колебания ракеты. В некоторых
случаях колебания корпусов боковых блоков были так велики, что
рвались связи между блоками.
Решение проблем динамической устойчивости полета жид-
костных баллистических ракет породило новый раздел механи-
ки — теорию динамики ракет.
К основным способам улучшения динамической устойчи-
вости полета ракеты можно отнести:
• соблюдение выработанных практикой ограничений по мак-
симальному удлинению ракеты (меньше 12... 14);
• установку в топливных магистралях специальных воздушных
демпферов, изменяющих частоту продольных колебаний столба
находящегося в них топлива. Роль демпфера может выполнять
вставка в магистральный трубопровод, изготовленная из эластич-
ного композиционного материала (разводка трубопроводов от
топливных баков к патрубкам ТНА на кислородно-водородном
разгонном блоке (КВРБ) для индийской PH, разработанная и изго-
товленная в Центре им. М.В. Хруничева);
• установку в топливных баках перфорированных панелей и
перегородок — гасителей колебаний;
• возможность улавливать и гасить посторонние колебания при
выполнении системой управления главной задачи управления.
Схема «пакет» (рис. 2.13). Эта схема использована при ком-
поновке ракетных систем Р-7 (как МБР), «Энергия — Буран»,
64
«Спейс Шаттл», «Ангара-5» и всех PH с РДТТ в качестве «нуле-
вой» ступени («Титан-Ш», «Ариан» и др.).
Замечание. Пакетную компоновку ракеты не следует путать
с пакетной компоновкой баков ее блоков (например, у PH «Про-
тон», выполненной по схеме «тандем», баки горючего блока пер-
вой ступени скомпонованы в виде «пакета», как и дополнительные
топливные баки на разгонном блоке «Бриз-М» и в американской
PH «Пегас» (с ЖРД)).
При пакетной схеме передачу усилий от боковых блоков на
центральный осуществляют через силовой пояс, в котором укреп-
лены специальные «башмаки», в гнезда которых входят оголовки
боковых блоков. (В ракете Р-7 эти же силовые блоки служат опо-
рами для установки ракеты на старте с помощью откидных ферм
стартового сооружения.) Нижние поперечные стяжки не передают
осевых усилий, а обеспечивают только кинематическую неизмен-
ность пакета. При такой силовой схеме боко-
вые блоки во время работы их двигателей раз-
гружают центральный блок от сжимающих
усилий. Осевая сжимающая сила в сечениях
ниже расположения оголовок боковых блоков
Л\, = Мх^пх -4Р|,
где МХ[ — масса части ракеты, расположен-
ной выше сечения xj-xj (см. рис. 2.13); Р\ —
сила тяги двигательной установки бокового
блока.
Эта разгрузка позволяет облегчить кон-
струкцию центрального блока. В то же время
для выравнивания сосредоточенных усилий от
боковых блоков на боковую поверхность цен-
трального блока по всему периметру оболочки
требуется мощный шпангоут, который утяже-
ляет конструкцию. Поэтому весовое преиму-
щество той или иной схемы может быть выяв-
лено только после тщательной проработки и
точного расчета.
Рис. 2.13. Схема многоступенчатой ракеты с про-
дольным делением ступеней — «пакет» (о —
окислитель; г — горючее)
65
Достоинства схемы «пакет»:
1. Все двигатели включаются при старте ракеты, что повышает
ее надежность.
2. Можно организовать предстартовый «прожиг» двигателей
в составе собранной ракеты для выявления и устранения недо-
статков.
3. Нет «балластных» ракетных блоков, все они в полете рабо-
тают. Эта схема особенно целесообразна для больших ракет-
носителей. Массовая отдача (Л/пт/Л/о) на 8...12 % выше, чем у
ракет с компоновкой по схеме «тандем», а общая тяга двигателей
на 25...30 % ниже за счет параллельной работы двигателей первой
и второй ступеней. Последнее обстоятельство снижает стоимость
ракеты и повышает надежность системы.
4. Отработанные одноступенчатые ракеты, а также их некото-
рые системы и агрегаты можно использовать в качестве отдельных
блоков, что сокращает сроки создания новой ракеты и повышает
ее надежность. Например, многие системы ракеты Р-5М (СОБ,
РКС и др.) были использованы при создании МБР Р-7.
5. Имеются большие возможности для модернизации ракеты.
Модернизацию можно осуществлять путем наращивания блоков
как по схеме «тандем» (МБР Р-7), так и по схеме «пакет» (PH «Ан-
гара» и др.). Так, ракета Р-7 претерпела несколько модификаций
(см. § 5.1), они приведены в табл. 2.1.
Таблица 2.1
Ракеты-носители на базе МБР Р-7
Название PH Количество ступеней Выведенные космические аппараты
«Спутник» «Восток» «Союз» «Молния» 2 (основной блок) 3 (основной блок + блок Е) 3 (основной блок + блок И) 4 (основной блок + блок И + + блок Л) КА «Спутник-1», «Спутник-2», «Спутник-3» КК «Восток», КА Л-1-Л-3 КК «Восход», КК «Союз» КА «Молния», «Луна», «Марс», «Венера»
Любопытно, что, когда на основной блок МБР Р-7 была постав-
лена третья ступень (блок Е), масса ракеты увеличилась всего на
6 %, а масса полезного груза, выводимого на орбиту ИСЗ, — в
3,5 раза (космический корабль (КК) «Восток»). При этом можно
66
было разогнать до второй космической скорости полезный груз
массой до 300 кг (космические аппараты (КА) Л-1-Л-3).
Модернизация ракет пакетной схемы за счет увеличения коли-
чества боковых блоков позволяет создать серию PH различных
классов грузоподъемности, при этом используется модульный
принцип. Именно так создавалась ракетная система «Ангара» (см.
§ 6.3) и проектируется семейство ракет-носителей нового поколе-
ния «Русь» (см. § 6.2).
Оперативно модернизировать PH, в которой в качестве «нуле-
вой» ступени используют РДТТ, можно за счет изменения количе-
ства твердотопливных ускорителей, а еще проще — за счет изме-
нения количества секций в этих, обычно секционных, РДТТ.
Недостатки схемы «пакет»:
1. Большие поперечные габариты ракеты затрудняют «закры-
тый» старт.
2. На всех участках полета двигатели работают при одинако-
вом уширении сопел.
3. На жидкостных ракетах пакетной схемы кроме системы СОБ
в каждом блоке необходимо иметь еще систему синхронизации
опорожнения всех баков боковых блоков.
4. К началу работы второй ступени ее топливные баки частич-
но пусты. Освободившаяся часть топливных баков не нужна для
дальнейшего полета, но она не отбрасывается, т. е. преимущества
многоступенчатых ракет используются не полностью. У ракеты
Р-7 «балластная» часть баков к началу работы второй ступени со-
ставляет 1/6 общего объема баков, а у ракеты «Атлас» — 5/6 объе-
ма. У «средней» «Ангары», блок первой ступени которой состоит
из трех универсальных ракетных блоков (УРБ), тяга центрального
блока (который является второй ступенью) на участке работы пер-
вой ступени составляет 30 % номинальной. К началу работы вто-
рой ступени «балластная» часть баков центрального УРБ состав-
ляет 1/3 общего объема баков этого блока.
От этого недостатка можно избавиться, если сделать ракету с
перекачиванием топлива из баков боковых блоков в баки цен-
трального блока на участке работы первой ступени. (Подпитка
опорожняющихся баков центрального блока планировалась в про-
екте одного из вариантов ракеты Р-7.) После отбрасывания боко-
вых блоков двигательная установка центрального блока начинает
работать на топливе из собственных баков, которые к этому мо-
менту будут полностью заполненными.
67
Частично избавиться от этого недостатка можно также дроссе-
лированием тяги двигателя второй ступени на участке работы дви-
гателей первой ступени. Этот способ используется на «средней»
«Ангаре».
Возможны два крайних случая пакетной схемы:
• с дополнительными подвесными топливными баками (ракета
«Пегас» с ЖРД, разгонный блок, «Бриз-М»);
• с дополнительными двигателями, которые сбрасываются еще
до конца активного участка траектории (первые модификации PH
«Атлас»).
Ракета «Пегас» (рис. 2.14) и разгонный блок «Бриз-М»
(рис. 2.15) фактически являются одноступенчатыми, так как отбра-
сывается после опорожнения только небольшая масса конструк-
ции, т. е. пустые топливные баки. Недостатком ракеты «Пегас»
является также то, что один двигатель работает на всех участках
полета при одинаковом уширении сопла.
На ракете «Атлас» все двигатели запускаются на старте. После
выгорания 5/6 объема топлива два боковых двигателя с суммарной
тягой 150 тс отбрасываются и полет продолжается с оставшимся
центральным двигателем тягой 30 тс. В данном
случае основной причиной сброса двух двигате-
лей почти в конце активного участка траектории
является желание уменьшить инерционные
нагрузки на конструкцию ракеты из-за сильно
возрастающих осевых перегрузок. При работе
всех трех двигателей осевая перегрузка могла бы
быть очень большой:
„ ,=_^=1“=|8(!).
M.go Ю
При оставшемся одном центральном двигателе
,7Л =30/10 = 3.
Таким образом, сброс двигателей приводит к
уменьшению массы конструкции как косвенно,
так и напрямую.
Рис. 2.14. Компоновочная схема жидкостной ракеты
«Пегас»
68
1
Рис. 2.15. Принципиальная схема разгонного блока «Бриз-М»:
/ — центральный блок; 2 — дополнительный топливный отсек; 3 — нижняя
проставка
Сброса двигателей и хвостового отсека (а следовательно, су-
щественного упрощения и удешевления конструкции, сокращения
стоимости и времени предстартовой подготовки при повышении
надежности и весовой отдачи ракеты) удалось избежать в модер-
69
визированных вариантах PH «Атлас-ША» и «Атлас-V» в результа-
те замены трех двигателей первой ступени на один двигатель
РД-180 разработки НПО «Энергомаш» (Россия).
Двигатель РД-180 — двухкамерный вариант кислородно-
керосинового двигателя РД-170 с одним TH А, замкнутой схемы с
дожиганием турбогаза в основной камере сгорания. При номи-
нальной тяге двигателя 390/423 тс (на Земле и в пустоте) возможно
ее дросселирование в широких пределах (до 40 % номинала без
снижения эффективности по удельной тяге), что и дало возмож-
ность отказаться от сброса двух двигателей, обеспечив при этом
более щадящие условия нагружения конструкции ракеты и полез-
ного груза. Эта же особенность двигателя позволила проводить его
тестовые прожиги до старта на неполной тяге.
Установка на модернизированных ракетах «Атлас» двигателя
РД-180 с качающимися камерами сгорания позволила исключить
из конструкции ракеты шесть рулевых двигателей. На май 2009 г.
осуществлено 20 пусков PH «Атлас» с двигателем РД-180, все они
были успешными. Первоначальными планами модернизации PH
«Атлас» предусматривалось освоение лицензионного производ-
ства двигателя РД-180 в США. Однако оказалось, что импортиро-
вать двигатели из России выгоднее, чем производить по лицензии
в США. Двигатели для PH «Атлас-Ш» и «Атлас-V» будут по-
прежнему поставляться из России.
Комбинированная конструктивно-компоновочная схема.
Эта схема использовалась при создании большинства ракет-
носителей, в которых в качестве первой ступени выбран «пакет»
(PH семейства Р-7, все PH с РДТТ в качестве «нулевой» ступени,
PH семейства «Ангара»), а компоновка верхних ступеней проведе-
на по принципу поперечного деления.
Преимущества пакетной схемы, использованной в основном
блоке ракеты-носителя Р-7, обеспечили беспримерное долголетие
этого семейства в такой быстроразвивающейся отрасли техники,
как космонавтика.
2.3. Особенности боевых ракет
Неограниченная дальность. За счет увеличения числа ступе-
ней можно получить любую дальность. В период с 1962 по 1968 г.
в Советском Союзе велись работы по созданию так называемых
глобальных, или орбитальных, боевых ракет. Ракеты предназнача-
70
лись для нанесения ударов по наземным целям. Преимуще-
ства таких ракет по сравнению с МБР:
• неограниченная дальность;
• возможность поражения одной и той же цели с двух взаимно
противоположных направлений;
• невозможность прогнозирования района падения головной
части при движении ее на орбитальном участке;
• более эффективное преодоление противоракетной обороны
противника.
В КБ «Южное» под руководством М.К. Янгеля была создана и
в 1968 г. принята на вооружение ракета Р-36 орб. (см. рис. 1.9).
Она выводила ядерную боевую часть на низкую орбиту (150...
200 км, а не 1 000 км — такова высота вершины траектории МБР),
что не позволяло радиолокационной системе противника заблаго-
временно ее обнаруживать. Кроме того, ракеты могли нанести
удар по территории США не с северного направления, где была
развернута система ПРО, а с южного, где у США такой системы не
было. Для ракеты Р-36 орб. требовалась специальная головная
часть. Кроме боевой части в ее состав входили отсек управления,
двигатели и система управления для ориентации и стабилизации
ГЧ, тормозная двигательная установка (ТДУ) с ТНА, работающая
на тех же компонентах, что и ракета. Тороидальные топливные
баки внутри имели устройства (перегородки и сетки) для осу-
ществления запуска двигателя в невесомости. Тормозная двига-
тельная установка создавала импульс для перевода ГЧ с орбиталь-
ной траектории на баллистическую.
В ОКБ-1, которым руководил С.П. Королев, в эти же годы был
разработан проект глобальной ракеты ГР-1 (8К713) путем добав-
ления к МБР Р-9А третьей ступени. Были изготовлены две такие
ракеты. Они были продемонстрированы во время парада на Крас-
ной площади 7 ноября 1965 г. До запусков этой ракеты дело не
дошло. Королев планировал заменить на ракете Р-9А двигатели
Глушко на двигатели Кузнецова. Однако пока их проектировали,
наступил 1983 год, и в соответствии с договором ОСВ-2 работы по
созданию ракеты 8К713 были прекращены, а комплекс Р-36 снят с
боевого дежурства.
Неограниченная дальность баллистических ракет связана так-
же с малыми потерями энергии на преодоление аэродинамиче-
ского сопротивления (Дгъ - (0,02...0,04)г?ц). Баллистическая ра-
71
кета проходит плотные слои атмосферы с небольшими скоро-
стями. Плотность атмосферы р с высотой быстро падает и боль-
шая часть траектории лежит вне атмосферы (см. рис. 1.7)
X ~ С.хЦЗм ч
pv2
В этом отношении баллистическая ракета выгодно отличается
от других видов оружия дальнего действия — бомбардировочной
авиации, и еще более выгодно — от крылатых ракет, траектория
которых от старта до цели лежит в плотных слоях атмосферы, т. е.
на преодоление аэродинамического сопротивления на всем пути
приходится тратить топливо.
Высокая точность и эффективность ракеты у цели. Точ-
ность стрельбы баллистической ракеты оценивается либо значени-
ем вероятного отклонения по дальности и по боку, либо значением
кругового вероятного отклонения. Вероятным отклонением по
дальности 5Д или по боку называется 1/8 длины соответствую-
щей оси эллипса рассеивания (рис. 2.16). Интенсивность точек по-
падания внутри эллипса рассеивания определяется законом Гаусса
распределения случайных величин по каждой из осей эллипса. Для
баллистических ракет можно считать, что = ВЛ. При этом допу-
щении вводят новое понятие, характеризующее точность стрельбы
баллистических ракет, — круговое вероятное отклонение.
Круговое вероятное отклонение (КВО) — это радиус круга,
внутрь которого попадает 50 % всех долетевших до цели ракет.
Значения КВО для некоторых ракет приведены в табл. 2.2.
72
Таблица 2.2
Максимальная дальность полета и круговое вероятное отклонение
для некоторых первых и современных ракет
Баллистическая ракета ^тах, КМ КВО, м Баллистическая ракета ^тах, КМ КВО, м
МБР БРСД
«Атлас» 9 300 6 000 «Пионер» (15Ж45) 5 000 550
Р-16(8К64) 12 500 2 700 «Першинг-П» 2 200 40
РТ-2 (8К98П) 9 600 1 500 Крылатая ракета*
«Минитмен-Ш» 11 000 400 «Томагавк» 2 800 18
М-Х 12 000 180
* Крылатые ракеты не являются баллистическими.
Эффективность ракеты у цели оценивается эмпирической
формулой
, тэз2/3
" кво2 ’
где ТЭЗ — тротиловый эквивалент заряда, Мт; КВО — круговое
вероятное отклонение, м.
Из этой формулы следует, что совершенствование ракет, свя-
занное с увеличением точности (т. е. с уменьшением КВО), пред-
почтительнее, чем совершенствование, связанное с увеличением
массы полезного груза (т. е. с увеличением ТЭЗ).
При двукратном увеличении тротилового эквивалента заряда
эффективность увеличивается в 1,5 раза, а при двукратном увели-
чении точности (т. е. при уменьшении КВО) — в 4 раза.
При заключении соглашений об ограничении вооружений
между СССР и США в различные годы по суммарному коэффици-
енту эффективности устанавливался паритет двух стран по страте-
гическим вооружениям (1972 г. — договор ОСВ-1, 1979 г. — дого-
вор ОСВ-2). По договору об ограничении баллистических ракет
средней дальности (БРСД) в 1989 г. в СССР было уничтожено
243 ракеты СС-20 (15Ж45), а в США в ответ — всего 102 ракеты
«Першинг-11» из-за более высокой точности последних.
В аэрокосмическом музее (Вашингтон) эти ракеты установлены
рядом (рис. 2.17).
73
Рис. 2.17. Ракеты СС-20 (слева) и «Першинг-П» (справа)
Высокую точность стрельбы БРДД обеспечивают:
• особенности траектории. Ракета большую часть полета
находится в разреженных слоях атмосферы и не подвергается воз-
действию связанных с ней случайных факторов (таких как ветро-
вые нагрузки, изменение плотности и др.).
• программа полета. У большинства баллистических ракет
управление осуществляется только на активном участке траекто-
рии. От параметров конца активного участка зависят дальность и
точность стрельбы. С точки зрения минимума энергетических за-
74
трат существует оптимальный угол траектории для каждой
дальности (Oj — угол между вектором скорости и осью х старто-
вой системы координат) (рис. 2.18).
Рис. 2.18. Траектории наибольшей дальности (7)
и наибольшей точности (2)
С увеличением дальности угол 00/11 уменьшается, траектория
становится все более пологой и отделившаяся от корпуса головная
часть на нисходящей части траектории все больший путь проде-
лывает в атмосфере с ее неопределенными характеристиками.
К неопределенностям характеристик атмосферы прибавляется не-
определенность положения корпуса головной части на этом участ-
ке по отношению к вектору скорости.
Головная часть может лететь с углами атаки, изменяющимися
в пределах ±180°, и только при входе в плотные слои атмосферы,
благодаря наличию у нее статической устойчивости, головная
часть ориентируется по полету. Все это, естественно, сказывается
на точности стрельбы.
Для уменьшения влияния атмосферы на точность стрельбы для
ракет с дальностью более 8 000 км идут на заведомо более высокие
энергетические затраты и назначают угол >д^11, что превра-
щает траекторию из «настильной» в «навесную». Головная часть
летит по более крутой траектории, при этом уменьшается ее путь в
плотных слоях атмосферы.
На некоторых ракетах в систему управления закладывают две
программы — наибольшей дальности (d/i = О0”1) и наибольшей
точности >С)-
Наибольшее влияние на точность стрельбы оказывает система
управления.
75
Вопросы к главе 2
1. Какие проблемы в развитии ракетной техники привели к необхо-
димости изменения формы и теплозащитного покрытия моноблочных
головных частей?
2. Проанализируйте устройство и дайте классификацию многоблоч-
ных головных частей по принципам разведения боевых блоков по целям.
3. Сформулируйте следующие понятия: многоступенчатая ракета,
ступень ракеты и блок ступени. Проиллюстрируйте эти понятия приме-
рами.
4. Перечислите функции основных конструктивных элементов сна-
ряженного топливом РДТТ и сформулируйте требования к физико-
механическим и геометрическим характеристикам заряда и элементов
корпуса.
5. Приведите примеры МБР, выполненных по схеме «тандем», и про-
анализируйте достоинства и недостатки схемы.
6. На примере ракеты-носителя «Союз» выполненной по схеме «па-
кет» и имеющей особый старт, проанализируйте достоинства и недостат-
ки схемы «пакет».
7. По каким критериям оцениваются точность стрельбы и эффектив-
ность действия снаряда по цели?
Глава 3. ВЛИЯНИЕ ОСОБЕННОСТЕЙ ТРАЕКТОРИИ
НА УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ РАКЕТЫ
3.1. Функции системы управления
Баллистическая ракета летит с работающим двигателем только
на активном участке траектории. Функции системы управления на
этом участке состоят в следующем.
1. Выдерживание заданной, постепенно изменяющейся во вре-
мя полета угловой ориентации осей ракеты в пространстве
(управление движением ракеты вокруг центра масс). Эту задачу
решает автомат угловой стабилизации (АУС). Системой отсчета
для угловой ориентации ракеты служат оси гироскопов в гирого-
ризонте и гировертиканте, которые в рабочем состоянии сохраня-
ют неизменным положение своих осей в пространстве. Всякое от-
клонение ракеты от заданного положения во всех трех плоскостях
приводит к появлению электрического сигнала, пропорционально-
го этому отклонению. Преобразованный и усиленный сигнал по-
ступает на реле рулевых машин, которые приводят в действие со-
ответствующие органы рулевого управления, возвращающие раке-
ту в исходное положение.
2. Выдерживание заданного направления полета, формы тра-
ектории, величины и направления вектора скорости (управление
движением центра масс). Эту задачу решает программный меха-
низм автомата угловой стабилизации, систем боковой и нормаль-
ной стабилизации (БС и НС). Последние две системы локализуют
действие составляющих силы тяги, направленных перпендикуляр-
но плоскости стрельбы и в плоскости стрельбы перпендикулярно
вектору скорости, посылая сигналы на приводы соответствующих
органов управления.
3. Управление дальностью полета. Эту задачу решает автомат
управления дальностью (АУД). В общем случае управление даль-
ностью сводится к выключению двигателя последней ступени ра-
кеты в момент, когда сочетание параметров конца активного
77
участка (Цьд.ь xzi, Ул) обеспечивает выведение ракеты на попа-
дающую траекторию (см. гл. 4).
В отличие от наклонного старта, используемого при запуске
войсковых ракет, вертикальный старт БРДД имеет следующие
преимущества.
1. Проще стартовое оборудование, упрощается наведение раке-
ты на цель. В этом случае наведение осуществляется только по
азимуту. У ракет первого поколения оно сводится к их развороту
таким образом, чтобы плоскость I-II1 ракеты совпала с плоскостью
стрельбы (рис. 3.1, а). При этом ось ротора гироскопа гироверти-
канта располагается перпендикулярно плоскости стрельбы и явля-
ется системой отсчета для стабилизации ракеты относительно этой
плоскости.
Рис. 3.1. Наведение на цель по азимуту ракеты, снабженной гирогоризон-
том (я), и ракеты, снабженной гиростабилизированной платформой (0
У современных ракет, снабженных гиростабилизированной
платформой (ГСП), при наведении на цель корпус ракеты остается
неподвижным на стартовом устройстве. Наводится на цель ГСП
таким образом, чтобы ось гироскопа, являющаяся системой отсче-
та для стабилизации ракеты относительно плоскости стрельбы,
располагалась перпендикулярно этой плоскости (рис. 3.1, б). При
этом уже на старте образуется угол ос, на который автомат стаби-
лизации с помощью органов управления на вертикальном участке
полета доворачивает ракету до совмещения плоскости 1-111 с плос-
костью стрельбы.
Таким образом, вертикальный старт при наличии на ракете
ГСП позволяет:
78
а) отказаться от механизма наведения на цель на стартовом
устройстве. Это особенно важно для тяжелых ракет и ракетных
систем, таких как «Спейс Шаттл», «Энергия — Буран», а также
для ракет, стартующих из шахт и пусковых труб подводных лодок.
Использование ГСП в системе управления на одной из последних
модификаций PH Р-7 («Союз-2») изменило всю концепцию стар-
тового устройства для этой ракеты, сооружаемого на космодроме
Куру во Французской Гвиане;
б) быстро переориентировать ракету на нужную цель.
2. При вертикальном старте конструкция ракеты получается
более легкой. Дело в том, что в полете на корпус ракеты действу-
ют в основном осевые сжимающие силы, на которые и рассчитана
его прочность. При старте с наклонных направляющих ракета
нагружалась бы несвойственными ей поперечными силами, опас-
ными для тонкостенной оболочечной конструкции. Чтобы проти-
востоять им пришлось бы дополнительно упрочнять корпус и тем
самым увеличивать его массу. Отметим, что в проекте «Воздуш-
ный старт» горизонтальный запуск ракеты из фюзеляжа самолета
планируется осуществлять во время создания самолетом искус-
ственной невесомости за счет движения его по криволинейной
траектории, когда сила тяжести ракеты уравновешивается центро-
бежной силой. В то же время вертикальный старт создает опас-
ность разрушения стартового сооружения в случае взрыва ракеты
на первых секундах полета. В некоторых проектах (Н-1, «Энер-
гия — Буран») конструкция ракеты предусматривала наличие спе-
циальных устройств для увода ракеты от стартового сооружения в
случае аварии.
Вертикальный участок траектории имеет следующие времен-
ные ограничения:
• нельзя слишком рано начинать разворачивать ракету по тан-
гажу, так как органы управления становятся достаточно эффек-
тивными только после выхода двигателя на режим номинальной
тяги. Кроме того, для ракет с ГСП разворот по тангажу целесооб-
разно начинать после окончания разворота ракеты по азимуту;
• нельзя затягивать вертикальный участок полета, так как при
больших значениях скоростного напора разворот ракеты по тан-
гажу приведет к появлению больших поперечных нагрузок на
корпус.
Продолжительность вертикального участка траектории у со-
временных ракет составляет 15...20 с.
79
3.2. Органы управления
Исполнительной частью системы управления являются органы
управления. Они предназначены для создания моментов относи-
тельно трех главных осей, проходящих через центр масс ракеты.
Все органы управления современных БРДД связаны с работой
двигательной установки, что позволяет создавать управляющие
усилия до конца активного участка, в том числе и вне плотных
слоев атмосферы.
По своей структуре органы управления состоят из двух частей:
исполнительных органов, непосредственно создающих управляю-
щие усилия, и приводов, являющихся связующим звеном между
аппаратурной частью органов управления и исполнительными ор-
ганами (так называемые рулевые машинки).
В связи с различным составом продуктов сгорания у ЖРД и
РДТТ органы управления у ракет с этими двигателями имеют свои
конструктивные особенности.
Органы управления для ракет с ЖРД
Газоструйные (газовые) рули. Эти рули представляют собой
пластины из термостойкого материала (силицированный графит),
шарнирно укрепленные на срезе сопла (см. рис. 1.1 и 1.8). Управ-
ляющие силы создаются за счет поворота рулей относительно сво-
его нейтрального положения. При этом возникают углы атаки по
отношению к набегающему потоку, что кроме лобового сопротив-
ления приводит также к возникновению подъемной силы, которая
и является управляющей.
К достоинствам газоструйных рулей относится возмож-
ность получения при односопловом блоке управляющих усилий во
всех трех плоскостях — по тангажу, курсу и крену, а к недо-
статкам — большие газодинамические потери тяги (до 15...
17%) даже при нейтральном положении рулей и ограниченное
время работы графита (он интенсивно вымывается газовым пото-
ком).
Газоструйные рули были предложены К.Э. Циолковским в
1903 г. Применялись они на ракетах Р-1, Р-2, Р-5. Однако на ракете
Р-7 из-за большей, чем у двигателей этих БР, температуры продук-
тов сгорания и большей продолжительности работы двигателей от
газоструйных рулей вынуждены были отказаться, здесь впервые
использовали рулевые двигатели с поворотными камерами.
80
Рулевые двигатели, работающие на основных компонен-
тах топлива. В одних ракетах (вторая ступень МБР УР-100
(8К84), морские ракеты РСМ-50, РСМ-52) рулевые двигатели —
это самостоятельная двигательная установка со своей ПГС,
включающей ТНА, трубопроводы, арматуру и камеры сгорания.
В других ракетах (МБР Р-7) подача компонентов топлива осу-
ществляется основным ТНА. Наличие этих органов управления
усложняет конструкцию и повышает стоимость ракеты. Рулевые
двигатели некоторых ракет выполняют также дополнительные
функции — разделение ступеней, осадку топлива на уходящей
ступени, калибровку конечной скорости (8К84).
У ракеты Р-7 для усиления эффективности органов управления
при прохождении максимального
скоростного напора на боковых
блоках установлены по одному
воздушному рулю треугольной
формы непосредственно в плос-
костях стабилизации ракеты.
Рулевые сопла, работающие
на отработанном турбогазе.
Впервые этот способ управления
был использован на второй сту-
пени МБР Р-9 (8К75). Исполни-
тельными органами там были
поворотные рулевые сопла. Они
же использовались и для калиб-
ровки скорости ракеты на по-
следних секундах полета.
Управление вектором тяги во
всех трех плоскостях на участке
полета второй ступени легкой PH
«Космос» (11К63) осуществляет-
ся также рулевыми соплами, но
по принципу дифференциального
регулирования тяги (рис. 3.2).
Часть расхода топливных
компонентов после выхода из
насосов окислителя и горючего (3
и 4) попадает в газогенератор /,
где после сгорания образуется
Рис. 3.2. Схема двигателя с ру-
левыми соплами, работающими
на отработанном турбогазе:
/ — газогенератор турбонасосного
агрегата; 2 — турбина; 3 — насос
окислителя; 4 — насос горючего;
5 — дифференциальный распреде-
литель расхода; 6 — рулевые сопла;
7 — основная камера жидкостного
ракетного двигателя
81
турбогаз, приводящий во вращение турбину 2. Затем отработанный
турбогаз через дифференциальный распределитель расхода 5 посту-
пает в одно из двух расположенных в каждой плоскости противопо-
ложно ориентированных рулевых сопел 6, что приводит к возник-
новению управляющего момента в соответствующей плоскости.
Двигатель РД-119 конструкции В.П. Глушко, установленный на
этой ступени, работает на компонентах топлива О2ж + НДМГ. Бла-
годаря тому, что в его конструкцию было заложено очень много
передовых для того времени решений, он имел рекордное значение
удельного импульса тяги Уудп =3 520 м/с при /?к.с = 7,9 МПа до
тех пор, пока США не ввели в эксплуатацию двигатель RL-10, ра-
ботающий на компонентах топлива О2ж + Н2ж и имеющий
Jy;iI1 =4 400 м/с при /?к.с =3,0 МПа.
Для стабилизации и управления ра-
кетой по тангажу, курсу и крену необ-
ходимо иметь восемь сопел: два — по
тангажу, два — по курсу и четыре —
по крену для получения «чистого» кру-
тящего момента (рис. 3.3). У ракеты-
носителя Н-1 для стабилизации и
управления по тангажу и курсу основ-
ные двигатели работали по принципу
дифференциального регулирования
тяги.
Основные двигатели, работающие как рулевые. В этом слу-
чае при четырехкамерной двигательной установке каждая камера
должна быть подвешена в раме с помощью шарнира (первая сту-
пень ракеты 8К84) (рис. 3.4, а), а при однокамерной — закреплена
в карданном подвесе (двигатель РД-191 на универсальном ракет-
ном модуле семейства PH «Ангара») (рис. 3.4, б).
В случае четырехкамерной двигательной установки качание
камер вокруг осей II—IV (см. рис. 3.4, а) обеспечивает управление
и стабилизацию по тангажу, вокруг осей I-III — по курсу. Работая
в противофазе, можно обеспечить стабилизацию по крену.
В случае однокамерной двигательной установки и закрепления
камеры в карданном подвесе можно обеспечить управление и ста-
билизацию по тангажу и курсу. Для стабилизации по крену нужно
иметь дополнительное устройство.
Как при четырехкамерной, так и при однокамерной двигатель-
ной установке ТНА целесообразно размещать на камере сгорания с
Рис. 3.3. Стабилизация и
управление полетом раке-
ты по крену
82
Рис. 3.4. Основные двигатели, работающие как рулевые, при четырех-
камерной (я) и однокамерной (б) двигательной установке
тем, чтобы подвижное соединение качающейся камеры и трубо-
проводов было на магистрали низкого давления. Из-за большого
значения тяги основных двигателей, используемых в качестве ру-
левых, угол качания камер ограничивается ±5...6°.
Органы управления для ракет с РДТТ
В составе продуктов сгорания твердого топлива содержится до
12... 15 % порошка алюминия. В связи с этим эрозионное воздей-
ствие рабочих газов РДТТ на органы управления более суще-
ственно, чем в ЖРД. Это обстоятельство находит отражение в кон-
струкции органов управления для ракет с РДТТ.
Управляющая сила создается либо за счет изменения направле-
ния газового потока, истекающего из сопла, либо за счет подъемной
силы тела, введенного в этот поток, либо за счет перераспределения
давления в сверхзвуковой части сопла с помощью вводимых в соп-
ло жидкости или газа.
Рассмотрим принципы работы
и конструкцию органов управ-
ления, нашедших применение в
ракетах с РДТТ.
Качающееся управляющее
сопло (КУС) (рис. 3.5). Управ-
ляющее усилие создается в ре-
зультате поворота всего сопла
вместе с сопловым вкладышем,
образующим критическое сече-
Рис. 3.5. Схема образования
управляющего усилия с помо-
щью поворотного сопла
83
ние, при этом изменяется направление вектора тяги. Зависимость
управляющей силы от угла поворота сопла при 8 = 6...8° получа-
ется практически линейной (У = Psin8, для малых углов Y = Р8).
Изменение направления газового потока происходит в дозвуковой
части, в связи с чем потери тяги, связанные с нарушением сверх-
звукового потока, отсутствуют.
Главной проблемой при разработке качающегося сопла являет-
ся создание работоспособного подвижного соединения поворот-
ной части сопла с неподвижной его частью. При этом необходимо
обеспечить герметичность соединения, а также приемлемый шар-
нирный момент. Это тем более трудно, так как соединение прихо-
дится на наиболее теплонапряженную часть сопла. На первых ра-
кетах при соединении подвижной и неподвижной частей сопла
использовались сальниковые уплотнения и сильфоны. На совре-
менных ракетах эта проблема решена за счет использования упру-
гих элементов, состоящих из каучука, армированного стальными
пластинами, и размещаемых между подвижной и неподвижной
частями сопла (сопло на упругом подшипнике).
В нашей стране качающееся управляющее сопло на эластичном
опорном шарнире впервые было разработано в КБ «Арсенал» и
применено в МБР на твердом топливе железнодорожного базирова-
ния РТ-23 УТТХ разработки КБ «Южное» в конце 1980-х годов.
Сопло с качающимся раструбом (разрезное управляющее
сопло — РУС) (рис. 3.6). Представляет собой неподвижное укоро-
ченное сопло 1 с расчетным профилем, шарнирно соединенное с
качающимся раструбом 2. При отклонении раструба от нейтраль-
ного положения происходит пе-
рераспределение давления на его
стенки, в результате чего созда-
ется боковая управляющая си-
ла Y.
К достоинствам РУС
относится то, что подвижная и
неподвижная части соединяются
в зоне меньших давлений и тем-
ператур, чем у качающегося соп-
ла. В связи с этим упрощается
конструкция и увеличивается на-
дежность узла уплотнения, сни-
жается момент трения в сочлене-
Рис. 3.6. Схема сопла с качаю-
щимся раструбом:
/ — неподвижная часть сопла; 2 —
качающийся раструб; 3 — рулевая
машинка
84
нии. Уплотнение осуществляется с помощью эластичной манжеты.
Сопло обеспечивает практически линейную зависимость управля-
ющей силы от угла поворота раструба.
Основной недостаток такого органа управления — срав-
нительно большие потери тяги в рабочем положении раструба, так
как при этом нарушается сверхзвуковой поток. Кроме того, несов-
падение оси вращения раструба и центра давления газового потока
на раструб приводит к появлению большого и непостоянного по
времени позиционного газодинамического момента, а следова-
тельно, и к увеличению потребных управляющих усилий.
Впервые в нашей стране разрезные управляющие сопла были
применены в двигателях первой и второй ступеней твердотоплив-
ной ракеты PT-15 (8К96), разработанной в КБ «Арсенал» в
1971 г. (Атах =2 500 км, Mo = 16 т, Л/1Ч=0,5 т). Для снятия зна-
чительной части позиционного газодинамического момента здесь
впервые был применен так называемый рычажно-поршневой газо-
динамический самокомпенсатор, работающий на газе, отбираемом
из камеры сгорания.
Кольцевой руль, или дефлектор (рис. 3.7). Кольцевой руль
шарнирно укрепляется на срезе
сопла и для создания управляю-
щей силы вводится в газовый по-
ток. В отличие от газовых рулей
в нейтральном положении не со-
здает потерь тяги. По этой при-
чине легче обеспечить стойкость
кольцевого руля. Для управления
по всем плоскостям необходимо
иметь не менее двух сопел на
маршевом РДТТ (применялся на
ракете 9М-76 — «Темп-С»).
Органы управления с вду-
вом газа или впрыском жидко-
сти в раструб сопла (рис. 3.8).
При введении в раструб сопла
через боковые отверстия вторич-
ного рабочего тела (газа или
жидкости) нарушается симмет-
ричность течения основного
сверхзвукового потока.
Рис. 3.7. Схема образования
управляющего усилия с помо-
щью кольцевого руля:
/ — точка отрыва потока; 2 — косой
скачок уплотнения; 3 — скачок
уплотнения; 4 — оторвавшийся по-
граничный слой
85
Рис. 3.8. Схема образования
управляющего усилия с помо-
щью впрыска жидкости в рас-
труб сопла
За местом вдува или впрыска
образуется косой скачок уплот-
нения, за которым располагается
область повышенного статиче-
ского давления. Боковая сила У
равна сумме равнодействующей
неоднородного по площади рас-
труба поля давления, затененно-
го скачком уплотнения и не
уравновешенного соответствую-
щим давлением на диаметрально
противоположной стороне рас-
труба, и тяги, связанной с исте-
чением вторичного тела через боковые отверстия.
Боковую силу Y регулируют за счет изменения секундного рас-
хода впрыскиваемого вещества. Максимальное значение боковой
силы достигается в случае, когда зона, захваченная скачком, дохо-
дит до диаметрально противоположной стенки сопла. Последнее
обстоятельство определяет расположение форсунок впрыска по
длине сопла.
Организация впрыска жидкости или вдува газа в двух взаимно
перпендикулярных направлениях позволяет создать управляющие
усилия по тангажу и курсу в одном сопле. Для создания управле-
ния по крену в этом случае требуется специальное устройство.
Эффективность этого органа управления в значительной сте-
пени определяется характеристиками вторичного рабочего тела —
инертная или химически активная жидкость, холодный или горя-
чий газ. На первых ракетах в качестве вторичного рабочего тела
использовался фреон. На современных ракетах применяются хи-
мически активные жидкости — окислители (азотный тетраоксид,
азотная кислота), которые дают более высокую эффективность за
счет дожигания в сопле продуктов неполного сгорания твердого
топлива.
Рассматривалась возможность использования рабочего газа из
основной камеры сгорания для создания управляющего усилия по
принципу так называемого вдува-перепуска). В этом случае на пу-
ти газа из камеры сгорания в сопло необходимо предусмотреть
фильтр, очищающий газ от металлических добавок (А1), и устрой-
ство для охлаждения газа (например, за счет затрат тепла на суб-
лимацию оргстекла). Без этих устройств трудно создать работо-
86
способный орган для плавного регулирования подачи в раструб
сопла горячих газов из камеры сгорания.
Для того чтобы реализовать этот способ управления в двух
верхних РДТТ межконтинентальной баллистической ракеты мо-
бильного базирования «Темп-2С» PC-14 (15Ж42), разработанной в
Московском институте теплотехники в 1974 г., и при этом избе-
жать засорения клапанов вдува, было создано специальное, без
добавления А1, низкотемпературное смесевое твердое топливо. (На
вооружение МБР PC-14 не была принята, это было запрещено До-
говором ОСВ-2.)
Управление БРПЛ Р-39 на участке полета первой ступени осу-
ществляется также по принципу вдува-перепуска. Газ, отбираемый
из камеры двигателя, вдувается через восемь форсунок в закрити-
ческую часть сопла. Двигатель унифицирован с двигателем первой
ступени МБР РТ-23.
Расход вторичного рабочего тела пропорционален квадрату со-
здаваемой боковой силы. Это обстоятельство ограничивает приме-
нение вдува газа или впрыска жидкости для создания управляю-
щих усилий верхними ступенями БРДД.
3.3. Развитие конструкции соплового блока РДТТ
На первых модификациях БРДД с РДТТ на всех ступенях ис-
пользовались четырехсопловые блоки (рис. 3.9) с органами управ-
ления вектором тяги в виде КУС,
РУС, дефлекторов (МБР «Ми-
нитмен», РТ-2, БРСД «Поларис»,
«Темп-С» и др.). Такое решение
в значительной степени было
обусловлено тем, что при четы-
рехсопловом блоке можно осу-
ществлять стабилизацию и
управление ракетой во всех трех
плоскостях — по тангажу, курсу
и крену. Кроме того, четырех-
сопловой блок при заданном
уширении сопел обеспечивал
сравнительно небольшую длину
самого блока и переходного от-
сека (/п о). го блока РДТТ
I
in
Рис. 3.9. Схема четырехсоплово-
87
В конце 60-х годов прошлого века благодаря усовершенство-
ванию приборов в системе управления появилась возможность
увеличения допустимого значения пх осевой перегрузки и в связи
с этим сокращения продолжительности /к активного участка тра-
ектории. При сокращении /к уменьшаются потери скорости
ракеты на преодоление силы тяжести и увеличиваются потери
скорости Да2 на преодоление аэродинамического сопротивления.
Однако величина этих потерь разная. Для БРДД Д^ составляет до
18...20 % идеальной скорости в то время как Д^2 не превы-
шает 2 % ^ц. В связи с этим для снижения можно пренебречь
потерями Дг?2-
Чтобы сохранить значение скорости vK в конце активного
участка траектории при сокращении /к, необходимо увеличивать
тягу Р двигателя:
Р Т ~ уд = “ Рк.С ^кр •>
где Р — расходный комплекс.
При неизменном Р и давлении в камере сгорания увеличить тя-
гу можно только за счет увеличения площади критического сече-
ния 5кр сопла. Для получения максимального значения удельного
импульса тяги </уд необходимо реализовать оптимальное для за-
данной высотности уширение сопла fa=SaISK^ т. е. в соответ-
ствии с увеличением 5кр увеличить Scl (площадь выходного сече-
ния сопла).
Как известно, одним из преимуществ баллистических ракет с
РДТТ является возможность их модернизации без изменения ос-
новной конструктивной схемы и габаритных размеров, что позволя-
ет сохранить размеры основных агрегатов пусковых устройств —
шахт, пусковых труб подводных лодок. (Именно так проводилась
модернизация ракетных систем «Минитмен» и «Поларис».)
Размещение четырех сопел вместе с органами управления при
заданном наружном диаметре модернизируемой ракеты (а следо-
вательно, шахты или пусковой трубы подводной лодки) оказыва-
ется невозможным, так как раструбы сопел не вписываются в
прежние габариты. Единственный выход — переход на односопло-
вой блок (рис. 3.10).
Преимуществом односоплового блока являются меньшие,
чем в четырехсопловом, газодинамические потери тяги. Однако
при односопловом блоке усложняется организация управления и
88
стабилизации ракеты. Кроме то-
го, при определенном уширении
сопла длина /по переходного от-
сека существенно больше, чем
при четырехсопловом блоке (это
следует из простых геометриче-
ских соображений), к тому же
переходной отсек — это «сухой»
отсек, т. е. подкреплен элемента-
ми силового набора, а следова-
тельно, тяжелый.
Рис. 3.10. Схема односоплового
блока РДТТ
В США переход на односопловой блок был осуществлен на
РДТТ второй ступени МБР «Минитмен-П» в 1965 г. Там же впер-
вые использовался способ управления вектором тяги по тангажу и
курсу впрыском легко испаряющейся жидкости (фреона) в раструб
сопла. В СССР переход с четырехсоплового блока на односопло-
вой впервые был осуществлен в 1974 г. на всех трех ступенях МБР
«Темп-2С». Конструктивно это было связано с желанием реализо-
вать близкую к расчетной степень уширения сопел и те преимуще-
ства односоплового блока, о которых говорилось ранее.
В качестве органов управления на верхних ступенях использо-
вался вдув-перепуск низкотемпературного газа в раструбы сопел
из основных камер сгорания.
Существуют различные конструктивные решения для умень-
шения влияния массы переходного отсека на конечную ско-
рость ракеты при односопловом блоке:
• использование сопла, частично утопленного в камеру сгора-
ния (рис. 3.11). Наиболее естественный способ управления векто-
ром тяги при этом — впрыск жидкости в раструб сопла;
Рис. 3.11. Схема сопла, частично
утопленного в камеру сгорания
• сброс переходного отсека
сразу же после включения дви-
гателя соответствующей сту-
пени. Так, для двухступенчатой
ракеты влияние массы переход-
ного отсека Л/П.о только на
участке работы второй ступени
на дальность полета L
dL
ЗЛ/П.О
км
2 —;
кг
89
•использование выдвижных сопловых насадков (рис. 3.12).
Впервые эта идея была реализована на второй и третьей ступе-
нях американской ракеты М-Х (Л/о = 86 т, МПА = 3,6 т, =
= 11 000 км). На второй ступени этой ракеты сопловой насадок,
имеющий один конический элемент, изготовленный из компози-
ционного материала и приводимый в рабочее положение специ-
альным приводом после отделения РДТТ первой ступени, увели-
чивал уширение сопла fa =SaISK? с 33 до 57. На третьей ступени
насадок, состоящий из двух конических элементов, увеличивал fa
с 24 до 88.
dJ
уд +
----ДЛ£С +-------ДЛ£,
дМс дМпо
dL
дМ.
— коэффициенты влияния на дальность
Рис. 3.12. Принципиальная схема ракеты М-Х
При назначении уширения сопел верхних ступеней МБР при-
ходится решать альтернативную задачу: с одной стороны, увели-
чение уширения сопла до значения, близкого к расчетному
(ра - Ph\ увеличивает удельный импульс тяги и, соответственно,
дальность полета ракеты, с другой — увеличивает массу сопла и
переходного отсека, что приводит к уменьшению дальности.
Суммарный прирост дальности, таким образом, определяется
по формуле, учитывающей влияние всех этих факторов:
Д£ =
dL dL
где ----, -----,
ЭУУд дМ с
соответственно удельного импульса тяги, массы сопла и массы
переходного отсека; ДУуд, ДЛ/С, ДЛ/11О — фактические измене-
ния удельного импульса тяги, массы сопла и массы переходного
отсека, связанные с назначением того или иного уширения сопла.
Выдвижные сопловые насадки позволяют оптимальным обра-
зом решить эту альтернативную задачу за счет уменьшения массы
конструкции блока при существенном увеличении удельной тяги.
Конструктивная реализация этой идеи на верхних ступенях МБР
с РДТТ имеет много вариантов.
90
3.4. Применение выдвижного насадка на ЖРД
Впервые идею выдвижного насадка на ЖРД реализовало КБ
им. Н.Д. Кузнецова (Самара), создав новый двигатель НК-33-1 с
двухпозиционным выдвижным сопловым насадком (рис. 3.13).
На первом этапе полета ракеты насадок, сделанный из углерод-
углеродного композиционного материала, убран и двигатель
функционирует в оптимальном режиме, не допуская работы соп-
ла с потерями на перерасширение газа. Затем насадок выдвигает-
ся, «высотность» сопла возрастает, а вместе с ней растет и удель-
ный импульс тяги.
При использовании НК-33-1 на ракете-носителе «Аврора» (см.
§ 6.1) ее грузоподъемность при выведении полезного груза на низ-
кую околоземную орбиту увеличится на 500 кг (до 12,1 т) при
той же стартовой массе, что и в штатном варианте. Необычность
идеи заключается в том, что наса-
док выдвигается во время работы
двигателя, а не до его включения,
как это имеет место на реализо-
ванных выдвижных насадках ра-
кет с РДТТ.
Двигатели НК-33 и НК-43
имеют удивительную «биогра-
фию» и неплохие перспективы
послужить мировой космонавтике
в будущем. Вот их история.
Первые варианты двигателей
НК-33 и НК-43, имевшие названия
соответственно НК-15 и НК-15В,
были разработаны в 1962-1970 гг.
в куйбышевском НПО «Труд»
(ОКБ-276) под руководством
Н.Д. Кузнецова по техническому
заданию ОКБ-1 С.П. Королева. Их
должны были устанавливать на
первой и второй ступенях ракеты-
носителя Н-1, основным назначе-
нием которой была доставка пило-
тируемой экспедиции на Луну (см.
§ 5.7).
Рис. 3.13. Жидкостный ракет-
ный двигатель НК-33-1 с двух-
позиционным раструбом сопла
91
Двигатели прошли конструкторско-доводочные испытания и
были установлены на ракету. Однако летно-конструкторские ис-
пытания носителя Н-1 показали недостаточную отработанность
двигателей, поэтому в начале 1970-х годов в КБ Н.Д. Кузнецова
приступили к их усовершенствованию. На базе двигателя НК-15
был создан качественно новый для того времени и первый в нашей
стране ЖРД многократного запуска с повышенным ресурсом ра-
боты, получивший название НК-33, а также его высотный вариант
НК-43. Характеристики двигателей НК-33 и НК-43 приведены в
табл. 3.1.
Таблица 3.1
Характеристики ракетных двигателей
Характеристика НК-33 НК-43 НК-33-1 РД-191
Ру, ТС 154 171 195 196
Р„, тс — 179 223 213
РудО, С 298 331 307,8 309,5
Руд in С — 345 350 337,3
ркс, МПа 14,7 14,7 18,4 26,2
Л/гу, кг 1 340 1 400 1 715 2 200
Уд.¥, кг/тс 8,7 8,1 8,8 11,2
В процессе создания НК-33 работа была сосредоточена прежде
всего на увеличении ресурса всех его агрегатов, упрощении ПГС и
улучшении элементов автоматики и ТНА. Многоразовость позво-
лила производить контрольные испытания на огневом стенде каж-
дого товарного ЖРД и его повторную работу уже в составе летно-
го ракетного комплекса. Двигатели НК-33 и НК-43 успешно про-
шли межведомственные испытания и были запущены в серийное
производство.
Однако в целом работы по носителю Н-1 в первой половине
1970-х годов были свернуты, и весь задел по советской лунной про-
грамме (Н1-ЛЗ), в том числе и двигатели, по решению тогдашнего
правительства СССР подлежали уничтожению. Руководству ОКБ-
276 и завода удалось сохранить двигатели, спрятав их на складе од-
ного из химических заводов г. Куйбышева, где они пролежали в за-
консервированном состоянии до начала 1990-х годов.
Первые открытые выставки и московские авиасалоны вызвали
необыкновенный интерес к кузнецовским двигателям, особенно у
92
зарубежных разработчиков ракетной техники. Научно-производст-
венное объединение «Труд» выставило на продажу 96 оставшихся
двигателей семейства НК-33. По соглашению с НПО «Труд» аме-
риканская корпорация Aerojet General провела на своем испыта-
тельном комплексе огневые стендовые испытания НК-33, пока-
завшие отличные результаты. Корпорация закупила 36 двигателей
по цене 1 млн долл, за штуку и модернизировала их для использо-
вания на создаваемом корпорацией Kistler Aerospace полностью
многоразовом двухступенчатом коммерческом носителе К-1. Дви-
гатель получил новое название, его цена возросла до 4 млн долл.
Однако в 1999 г. работы над созданием носителя К-1 у корпорации
Kistler застопорились, тем не менее команда «Двигатели НК —
GenCorp Aerojet» продолжала искать новых заказчиков, участво-
вала в конкурсе на использование двигателей НК-33 на новых мо-
дификациях PH «Атлас» («Атлас-Ш» и «Атлас-V»). В конкурсе,
как известно, победил двигатель РД-180, созданный в НПО «Энер-
гомаш» (Химки) на базе двигателя РД-170 (см. § 2.2). Находящие-
ся в собственности корпорации Aerojet модернизированные двига-
тели НК-33 будут установлены на первой ступени PH «Taurus-П»
компании OSC, участвующей в конкурсе на доставку грузов на
МКС после прекращения полетов МТКС «Спейс Шаттл». Первую
ступень PH «Taurus-I» для компании OSC создает КБ «Южмаш»
(Украина).
Вариант двигателя с двухпозиционным раздвижным сопловым
насадком НК-33-1 является реальным конкурентом для установки
его на универсальный ракетный модуль (УРМ) ракетной системы
«Ангара» вместо двигателя РД-191 (см. § 6.3). Двигатель НК-33-1
работает на тех же экологически чистых компонентах топлива
(кислород — керосин), превосходит РД-191 по пустотной удель-
ной тяге и весовому совершенству (см. табл. 3.1), по стоимости,
допускает дросселирование тяги с 85 до 195 тс (50... 100 %) и, что
самое главное, имеет огромную стендовую наработку на ЖРД-про-
тотипе (более 100 000 с). По мнению специалистов, самарский
двигатель НК-33-1 можно ставить на носитель для пилотируемого
корабля, а химкинский РД-191 — пока нельзя. Двигатель НК-33
планируется установить на центральном блоке одной из модифи-
каций PH «Союз» — на ракете «Русь-М». Его конструкция уже
доработана для установки на аналогичную ракету «Аврора» (см.
§6.1).
93
Наиболее близким к реализации является проект «Воздушный
старт» с ракетой-носителем «Полет», в которой в качестве двига-
теля первой ступени используется двигатель НК-43. Наша страна
имеет готовый двигатель, непревзойденный по сочетанию высокой
удельной тяги (Рудо — 331 с) и низкой массы при относительно
невысоком давлении в камере сгорания (14,7 МПа). Последнее об-
стоятельство создает предпосылки для дальнейшего совершен-
ствования этого ЖРД.
Вопросы к главе 3
1. Назовите основные функции системы управления БР.
2. Как наличие или отсутствие ГСП в системе управления БР отража-
ется на конструкции стартового устройства?
3. Назовите органы управления, применяемые на БР с ЖРД. Приве-
дите примеры их использования на известных вам ракетах и расскажите о
принципах получения с их помощью управляющих сил.
4. Перечислите известные вам органы управления, применяемые на
БР с РДТТ. Приведите примеры их использования и расскажите о прин-
ципах получения с их помощью управляющих сил.
5. Какие достижения в области приборостроения позволили перейти
в многоступенчатых твердотопливных ракетах с четырехсоплового блока
на односопловой и как этот переход отразился на тактико-технических
характеристиках ракеты?
6. Какие преимущества дает использование на верхних ступенях БР
сопел с выдвижными сопловыми насадками?
Глава 4. ОБЩАЯ ЗАДАЧА
УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ
4.1. Основные способы управления
Управление полетом баллистической ракеты (при отсутствии
средств наведения на головной части) осуществляется только на
активном участке траектории (АУТ). При этом считается, что
управление попаданием в точку прицеливания и выведение голов-
ной части на попадающую траекторию в начале пассивного участ-
ка траектории (ПУТ) (в предположении невозмущенного полета
ракеты на ПУТе) эквивалентны.
Управление полетом может осуществляться двумя способами:
• по «жесткой» траектории, т. е. относительно заранее рас-
считанной номинальной или «опорной» траектории, что было ха-
рактерно главным образом при применении аналоговой системы
управления (АСУ);
• по «гибкой» траектории при реализации терминального ме-
тода наведения (управления конечным состоянием) с использова-
нием так называемых терминальных систем управления (ТСУ).
При управлении по «жесткой» траектории команды на управ-
ление полетом программируются заранее и вводятся в систему
управления до пуска ракеты. Во время полета обеспечивается
строгое ограничение отклонений фактических параметров движе-
ния ракеты от запрограммированных (расчетных) на протяжении
всего АУТа. «Никакой “свободы воли”, для каждой секунды поле-
та все параметры жестко заданы, нельзя отклоняться от таблиц
стрельбы», — так Б.Е. Черток (1912-2012), один из разработчиков
этой системы управления, объяснял студентам на лекциях сущ-
ность системы управления по «жесткой» траектории.
Если применяется терминальное наведение, команды на управ-
ление вырабатываются во время полета. При такой ситуации
управления допускаются отклонения фактических параметров
движения ракеты от параметров расчетной (опорной) траектории
95
внутри некоторого коридора. При этом постоянно осуществляется
измерение параметров движения, прогнозирование по ним коор-
динат возможных точек падения головной части и определение с
помощью БЦВМ поправок к опорной траектории. В результате
введения этих поправок в системе управления происходит коррек-
тировка действительной траектории полета ракеты и выведение ее
на одну из попадающих траекторий. В этот момент подается ко-
манда на отсечку тяги двигательной установки последней ступени
ракеты и отделение головной части.
При первом способе управления, по «жесткой» траектории,
команда на выключение двигательной установки подается при
совпадении фактических параметров движения ракеты с расчет-
ными, полученными заранее для некоторых стандартных условий,
без учета фактической для данного экземпляра массы конструкции
ракеты, характеристик топлива, параметров атмосферы в момент
пуска и т. п.
При управлении по «гибкой» траектории все эти параметры
учитываются, так как действительная траектория полета формиру-
ется на основании только что замеренных фактических характе-
ристик.
При модернизации PH «Протон» (8К82), связанной с перехо-
дом на систему управления по «гибкой» траектории, стало воз-
можным учитывать дополнительно 15 факторов, влияющих на по-
лет, что, естественно, увеличило точность выведения, позволило
уменьшить гарантийные запасы топлива в баках и увеличить массу
полезного груза.
Большинство современных БР в качестве полезного груза
имеют так называемую боевую ступень, в которой кроме боевого
снаряжения есть ракетная часть и система управления, близкая по
принципам построения к системе управления БР. Система управ-
ления боевой ступени позволяет откорректировать возможные от-
клонения параметров конца АУТа на пассивном участке полета и
таким образом повысить точность. Часто эта же система управле-
ния используется для разведения боевых блоков, кроме того, она
выполняет функции, связанные с увеличением вероятности прео-
доления противоракетной обороны противника.
Независимо от способа управления для боевых баллистических
ракет в настоящее время используются исключительно автоном-
ные системы управления с инерциальной навигацией, так называ-
емые инерциальные навигационные системы — платформенные
(ИНС) или бесплатформенные (БИНС).
96
При автономной системе управления полет ракеты осуществ-
ляется автономно без получения радиокоманд с Земли. Инерци-
альная навигация основана на измерении значения и направления
ускорений (перегрузок), испытываемых ракетой, их интегрирова-
нии для определения скорости, направления движения и коорди-
нат ракеты. Точность такой системы зависит прежде всего от точ-
ности работы гироскопов и акселерометров, измеряющих линей-
ные ускорения. Иногда для повышения точности, а также при
недостаточной точности определения положения места старта
(например, при старте с подводной лодки) используется дополни-
тельная астрокоррекция углового положения гиростабилизирован-
ной платформы по заранее выбранным звездам.
Точность стрельбы МБР Р-7 вначале обеспечивалась радиокор-
рекцией с Земли. Такая же система управления была и у американ-
ских МБР «Атлас», «Титан-1». Эта система не защищена от радио-
помех, которые могут быть случайными, а могут специально со-
здаваться противником.
На активном участке траектории радиопомехи создаются са-
мой ракетой — истекающие из сопел двигателя рабочие газы
представляют собой поток плазмы с присущими ей экранирующи-
ми свойствами.
Важным этапом в совершенствовании баллистических ракет в
нашей стране было создание инерциальной системы управления
МБР Р-16 без радиокоррекции. Как уже отмечалось, при первом
запуске этой ракеты 24 октября 1960 г. произошел колоссальный
взрыв. Следующий, успешный, запуск этой ракеты был в феврале
1961 г. Без радиоуправления при дальности 12 500 км она показала
КВО, равное 2 700 м. Это было всего на 700 м больше, чем у Р-7,
для которой использовалась сложнейшая и громоздкая система
радиоуправления. Только наземная часть этой системы размеща-
лась в кузовах 15 автомашин.
У ракеты Р-7А осталась одна функция радиоуправления —
управление дальностью, хотя она дублировалась и автономной
системой (на борту ракеты стояли три интегратора продольных
перегрузок).
При использовании такого подхода, в том числе и при запуске
ракеты «Восток-1», команда на выключение двигателя подава-
лась с Земли. При запуске КК, пилотируемого Ю.А. Гагариным,
команда на выключение двигателя с Земли вообще не прошла,
выключение произошло по команде от интегратора автономной
97
системы, настроенного на скорость, не намного превышающую
расчетную от радиосистемы. В связи с этим «Восток-1» пролетел
расчетную зону приземления (южнее Сталинграда) и совершил
посадку в Саратовской области. После этого случая при после-
дующих полетах космонавтов радиосистему решили не исполь-
зовать. На первых пяти пусках МБР Р-36 автономная система
управления дублировалась радиокомандой. После этого она была
исключена, так как автономная система обеспечивала приемле-
мую точность стрельбы.
При анализе возможных мест размещения космодрома выяс-
нилось, что по многим параметрам подходит западное побережье
Каспийского моря, единственный недостаток — при полете ракеты
над морем трудно организовать управление с Земли. Выбрали Ка-
захстан. От наземного управления отказались уже в 1961 г.
В США первая принятая на вооружение в 1959 г. модификация
МБР «Атлас-Д» имела радиоинерциальную систему управления.
На первом участке полета управление осуществлялось по радио-
командам с Земли. После внесения необходимых поправок в авто-
пилот ракеты управление передавалось инерциальной системе,
которая работала до конца активного участка. На всех последую-
щих модификациях ракеты «Атлас» была установлена чисто инер-
циальная система управления.
4.2. Способ управления по «жесткой» траектории
Способ управления по «жесткой» траектории являлся наиболее
распространенным на первых ракетах. Рассмотрим его более по-
Рис. 4.1. Параметры конца АУТа
при управлении по «жесткой»
траектории
дробно.
При этом способе управле-
ния точность стрельбы почти
полностью определяется откло-
нениями параметров конца ак-
тивного участка траектории от
расчетных значений Va, Ол,
x.i, у а (рис. 4.1), т. е. значени-
ями величин А^л, АОл, Ахл,
Дул.
Влияние этих параметров на
дальность полета неодинаково.
В большей степени на даль-
98
ность влияют отклонения Av а и ДО л, в меньшей степени — от-
клонения Ах а и Аул-
Суммарное отклонение дальности AL подсчитывается по
формуле, которая определяет алгоритм работы системы управле-
ния дальностью:
AL = Av I + ДО 4 4- Ах 4 4- АуА . (4.1)
dv I Э0л Эха ду 4
Иногда последние два члена формулы (4.1) заменяют одним:
dL а
---Дгь где Аг4 — радиальная координата конца активного
dpi
участка в полярной системе координат с началом в точке старта.
dL dL dL
Величины ----, ----, --- называются коэффициентами вли-
9va ЭОл дгА
янняоа. Ол, Ci на дальность полета, при этом Av а. ДОл, Дгл —
фактические отклонения параметров.
Значения коэффициентов влияния для ракет с различной даль-
ностью приведены в табл. 4.1, в ней же даны оптимальные значе-
ния угла Ол, при котором обеспечиваются минимальные энерге-
тические затраты для доставки груза на различную дальность (см.
§ 8.5).
Таблица 4.1
Оптимальное значение угла О л и коэффициенты влияния
для ракет с различной дальностью полета
Л|П;|Х, тыс. км О°;"- град ЭЛ км Эг,| м/с ЭЛ м Эг । м
8 19 4,0 3,3
10 13 6,2 6,0
12 8 9,3 8,9
14 5 14,0 13,0
Чтобы уменьшить разброс параметров конца активного участ-
ка, используют специальные приемы, при этом задействуют си-
стемы, находящиеся на борту ракеты.
Для уменьшения разброса скорости Av а применяют: 1) сту-
пенчатое выключение двигателя последней ступени ракеты; 2) ру-
99
левые двигатели последней ступени, используемые в качестве дви-
гателей конечной ступени тяги.
При приближении скорости к необходимой для достижения за-
данной дальности в момент t'K двигатель переключается на так
называемую конечную ступень тяги (рис. 4.2).
Рис. 4.2. Ступенчатое изменение тяги в конце АУТа
На меньшей тяге добирается скорость, необходимая для дости-
жения заданной дальности. На этом участке полета скорость раке-
ты «калибруется». При этом импульс последействия (суммарный
импульс, сообщаемый ракете после выключения двигателя в мо-
мент /к) существенно уменьшается, уменьшается и разброс ско-
рости Д^. Ступенчатое выключение двигателя осуществляют за
счет уменьшения подачи одного из компонентов топлива в газоге-
нератор ТНА, при этом уменьшается производительность газоге-
нератора и без изменения соотношения основных компонентов
топлива меняется тяга (это наиболее экономичный способ регули-
рования тяги).
У ракет Р-1, Р-2 регулятором тяги являлся редуктор в вытесни-
тельной системе подачи перекиси водорода в ГГТНА — газогене-
ратор ТНА (рис. 4.3). Он же служил регулятором тяги и при выхо-
де двигателя на режим номинальной тяги при старте ракеты Р-7
(команды при старте: «протяжка», «зажигание», «промежуточная»,
«главная»). У ракет УР-100, в опытном, не принятом в эксплуата-
цию образце БРДД УР-200 и у некоторых других ракет регулято-
ром тяги является дроссель в системе подачи одного из компонен-
тов в газогенератор ТНА.
При использовании рулевых двигателей в качестве двигателей
конечной ступени тяги по предварительной команде в момент t'K
(рис. 4.4) выключается основной двигатель последней ступени и
100
необходимая скорость vA добирается на рулевых двигателях (ра-
кеты Р-7, «Протон», «Атлас», 8К84 и др.).
Рис. 4.3. Пневмосхема, обеспечивающая изменение тяги двигателя
у ракет Р-1 и Р-2
Рис. 4.4. Ступенчатое изменение тяги у МБР Р-7
Для уменьшения разброса угла траектории 13; назначается
специальный закон изменения угла тангажа ((рпр = /(/)). В частно-
сти, угол ср выдерживается постоянным на участке полета с момента
достижения скорости, необходимой для получения минимальной
для этой ракеты дальности Lmin, до момента достижения скорости,
обеспечивающей получение максимальной дальности Лтах. Это свя-
зано с тем, что в любой момент полета на этом участке может быть
подана команда на выключение двигателя и важно, чтобы в этот
момент ракета была «закреплена» в пространстве (см. § 8.4).
На разброс угла траектории существенное влияние оказывает
увод осей гироскопов в гироприборах, входящих в систему управ-
101
ления, за время полета ракеты до конца активного участка траек-
тории. Одной из основных причин увода осей гироскопа является
трение в подшипниках ротора. В гироприборах современных ракет
используют гироскопы, работа которых основана на различных
физических принципах, — шарикоподшипниковые, поплавковые,
электростатические, лазерные. Гироскопы обеспечивают стабиль-
ное положение системы отсчета для угловой ориентации ракеты
по всем трем осям.
Программное сочетание всех параметров движения ракеты в
любой момент времени активного участка полета, в том числе и на
его конце, при управлении по «жесткой» траектории обеспечивали
специальные системы, находящиеся на борту ракеты:
• программное устройство;
• система регулирования кажущейся скорости, работающая
совместно с системой одновременного опорожнения баков.
При управлении по «жесткой» траектории изменение угла тан-
гажа (угол между осью ракеты и стартовым горизонтом) по времени
рассчитывается заранее и закладывается в систему управления в ви-
де жесткой функции српр = f(t\ реализуемой в виде программного
устройства (металлический программированный кулачок, перфолен-
та, магнитная лента и т. п.), работающего по сигналам бортовой си-
стемы отсчета времени. Непременным условием при этом является
выдерживание заданного закона изменения по времени продольной
перегрузки ракеты или ее интеграла по времени — так называемой
кажущейся скорости. Заданный закон изменения кажущейся скоро-
сти также реализуется в виде «жесткого» программного устройства,
работающего от бортовой системы отсчета времени и выдающего
команды на регуляторы тяги двигателей. Описанная система называ-
ется регулятором кажущейся скорости (РКС) (см. § 4.3).
Основной задачей РКС является удержание движения ракеты в
малой окрестности опорного движения. Управление дальностью
основано на выдаче команды на отсечку тяги двигателя последней
ступени ракеты по достижении заранее заданного значения кажу-
щейся скорости, которому в этот момент с определенной точно-
стью соответствуют и другие заданные параметры конца активно-
го участка. Эту команду вырабатывает автомат управления даль-
ностью (АУД). Он непрерывно интегрирует действительное
изменение перегрузки на всех этапах полета, в том числе и на пе-
реходных, и обеспечивает более высокую точность определения
скорости, чем по временной команде.
102
Отсечка тяги предыдущих ступеней происходит по команде от
программного устройства, работающего от бортовой системы от-
счета времени. В реальных условиях эксплуатации ракет неизбеж-
ны отклонения параметров, влияющих на работу перечисленных
систем, от их расчетных значений вследствие отклонений в харак-
теристиках компонентов топлива, разбросов массы конструкции
ракет, плотности атмосферы и т. п.
Для гарантированного заданного времени работы всех ступе-
ней в каждой из них должен быть дополнительный запас топлива.
Введение гарантийных запасов топлива, входящих в конечную
массу ступеней, приводит к соответствующему снижению массы
полезной нагрузки. Таким образом, одним из недостатков си-
стемы управления по «жесткой» траектории является большой
«недобор» полезной нагрузки, обусловленный наличием гаран-
тийных запасов топлива на всех ступенях ракеты.
4.3. Система регулирования кажущейся скорости
Кажущейся скоростью называют интеграл от кажущегося
ускорения:
w = (4.2)
о
Под кажущимся ускорением w понимают фиктивную вели-
чину ускорения ракеты, которая воспринимается акселерометром,
ориентированным вдоль ее про-
дольной оси. От действительного
значения ускорения ракеты
кажущееся ускорение отличается
на величину проекции на ось ра-
кеты ускорения земного притя-
жения g (рис. 4.5):
w=wv-gsin(p. (4.3)
Система РКС — замкнутая
система автоматического регу-
лирования, которая сопоставляет
действительное значение кажу-
щейся скорости с программ-
ным wnp (рис. 4.6). В случае их
Рис. 4.5. Схема, поясняющая
понятие кажущегося ускорения
ракеты
103
расхождения действительная скорость подстраивается под про-
граммную за счет изменения тяги двигательной установки, т. е.
система РКС изменяет тягу так, чтобы рассогласование скоростей
стремилось к нулю. Если на всем активном участке траектории
действительная скорость будет совпадать с программной, то раз-
брос координат конца активного участка будет близок к нулю.
Рис. 4.6. Блок-схема системы РКС
Система РКС компенсирует отклонение массовых и аэродина-
мических характеристик ракеты, а также отклонение параметров
двигателя от номинальных, которые принимались при составлении
программы полета («таблиц стрельбы»).
Замечания к блок-схеме системы РКС (см. рис. 4.6):
1. За параметр регулирования принята кажущаяся скорость
Во-первых, действительное значение кажущегося ускорения легче
измерить акселерометром, установленным вдоль продольной оси
ракеты, и проинтегрировать для сравнения с действительным зна-
чением кажущейся скорости и, во-вторых, при известной про-
грамме полета <р = /(/) в любой момент активного участка траек-
тории можно легко рассчитать поправку на составляющую gsincp
и учесть ее в программном значении кажущейся скорости.
2. При наличии системы РКС приходится работать на несколь-
ко меньшем значении номинальной тяги, чтобы иметь возмож-
ность ее двустороннего регулирования.
3. Система РКС близка по назначению и устройству к системе
регулирования скорости на аппарате, совершающем посадку на пла-
нету, лишенную атмосферы. В данном случае изменение (гашение)
скорости аппарата необходимо обеспечить таким образом, чтобы
нулевая скорость была на нулевой высоте (на поверхности планеты).
104
Сравнивающее устройство может быть выполнено с использо-
ванием контактной системы 2 (рис. 4.7).
Рис. 4.7. Сравнивающее устройство:
I — двухстепенной гироскоп; 2 — контактная система; 3 — шаговый мотор; 4 —
лентопротяжный механизм; 5 — источник света; 6 — перфолента; 7 — фотоэле-
мент; 8 — усилитель
Два диска, соединенные скользящим контактом, могут повора-
чиваться один относительно другого. Один из дисков, снабженный
ламелью, вращается от шагового мотора 3, получающего импуль-
сы от генератора программированных импульсов (ГПИ), со скоро-
стью, пропорциональной программному значению кажущейся
скорости wnp. Скорость вращения второго диска, на котором
укреплен потенциометр, пропорциональна действительному зна-
чению кажущейся скорости w;i. Для этого диск укреплен на оси
рамки двухстепенного гироскопа /. К вращающемуся гироскопу,
соответствующим образом подвешенному в рамке, во время дви-
жения ракеты приложен момент, пропорциональный пх. В связи с
этим рамка гироскопа прецессирует с угловой скоростью, пропор-
циональной /?Л, а следовательно, угол ее поворота пропорциона-
лен действительному значению кажущейся скорости и’д. Если
скорости совпадают, то рассогласования в движении дисков нет и
сигнала с контактного устройства не поступает. Если же есть рас-
105
согласование скоростей, то снимается сигнал, пропорциональный
этому рассогласованию, который поступает на регулятор тяги.
Регулятором тяги может быть редуктор в системе подачи пере-
киси водорода в газогенератор ТНА (Р-2, Р-5) или дроссель в си-
стеме подачи одного из компонентов топлива (обычно горючего) в
газогенератор ТНА (8К81, 8К84 и др.). При этом меняются число
оборотов ротора ТНА, подача насосов и подача компонентов топ-
лива в камеру сгорания без изменения их соотношения и, следова-
тельно, меняется тяга.
4.4. Система синхронного опорожнения баков
Рис. 4.8. Схема системы
СОБ:
/ — датчик; 2 — счетно-
решающий прибор; 3 —
привод дроссельного уст-
ройства
Основное назначение системы синхронного опорожнения ба-
ков (СОБ) — поддержание определенного соотношения компонен-
тов топлива при работе двигателя в пределах ±7... 10 % номиналь-
ного соотношения за счет регулирования подачи одного из компо-
нентов топлива в камеру сгорания. При наличии системы СОБ
обеспечивается в определенных пределах одновременное оконча-
ние выработки окислителя и горючего
из топливных баков к моменту выклю-
чения двигателя, что позволяет умень-
шить гарантийные запасы топлива на
борту ракеты на неодновременность вы-
горания компонентов. Система СОБ мо-
жет быть построена по расходомерной
схеме, при которой в каждой из маги-
стралей высокого давления горючего и
окислителя устанавливаются расходо-
меры, а исполнительные органы систе-
мы постоянно поддерживают нужное
соотношение компонентов.
В большинстве существующих ракет
используют электромеханический спо-
соб получения информации об измене-
нии уровней компонентов в баках при
работе двигателей (рис. 4.8). Этот метод
позволяет дискретно фиксировать соот-
ношение компонентов. Информация по-
ступает от дискретно расположенных в
баках индуктивных датчиков / в мо-
106
Рис. 4.9. Упрощенная пневмогидросхема ЖРД с регуляторами подачи
топлива в системах РКС и СОБ:
1 — пиросвеча; 2 — газогенератор ТНА; 3 — турбина; 4 — насос окислителя;
5 — преднасос; 6 — гидротурбина, приводимая в действие керосином из маги-
страли высокого давления; 7 — пиротурбина; 8 — счетно-решающее устройство
системы СОБ; 9 — пороховой аккумулятор давления (ПАД); 10 — насос горюче-
го; // — дроссель, работающий в системе СОБ; 12 — регулятор подачи горючего
в газогенератор ТНА, работающий в системе РКС; 13 — теплообменник; 14 —
газогенератор наддува
107
мент прохождения через них «зеркала» компонента. Сигналы от
датчиков через усилитель-преобразователь поступают на счетно-
решающий прибор 2. Последний определяет величину рассогласо-
вания уровней и посылает команду на привод дроссельного
устройства 3. Привод перенастраивает дроссельное устройство,
которое изменяет гидравлическое сопротивление магистрали од-
ного из компонентов, регулируя его расход в соответствии с рас-
ходом другого компонента.
Возникающее при работе системы СОБ изменение массового
соотношения компонентов топлива приводит к изменению тяги
двигателя и, следовательно, скорости ракеты. Это вызывает реак-
цию системы РКС, которая ликвидирует рассогласование скорости
ракеты с программной скоростью за счет изменения тяги.
Упрощенная пневмогидросхема ЖРД закрытой схемы с регу-
ляторами подачи компонентов топлива в системах РКС и СОБ
приведена на рис. 4.9.
Следует отметить, что наличие преднасосов 5 позволяет сни-
зить давление наддува в топливных баках до значения, достаточ-
ного для разгрузки стенок бака от осевых сжимающих усилий, и
одновременно избежать кавитации в основных насосах.
4.5. Способ управления по «гибкой» траектории
Систему управления по «жесткой» траектории (см. § 4.2) не-
возможно использовать в ракетах, в которых нельзя регулировать
тягу двигательной установки во время полета. Такими ракетами
являются тяжелые жидкостные PH с многокамерными двигатель-
ными установками и баллистические ракеты с РДТТ.
На первой ступени PH «Сатурн-V» двигательная установка со-
стояла из пяти двигателей с тягой по 6 800 кН, вторая ступень —
из пяти двигателей с тягой по 1 000 кН.
На первой ступени советской «лунной» ракеты Н-1 стояло 30
двигателей с тягой по 1 500 кН (см. § 5.7). При запуске таких тя-
желых и дорогих ракет ставится задача сохранить ракету и решить
поставленную перед ней задачу, даже если часть двигателей вый-
дет из строя. С этой целью на таких ракетах вводится резервирова-
ние двигателей, т. е. все двигатели должны иметь ресурс работы
больший, чем на одно штатное включение. В случае выхода из
строя части двигателей задача решается за счет большей продол-
жительности работы оставшихся двигателей. В таких ракетах
108
обычно имеется специальная система КОРД — контроля одновре-
менной работы двигателей. Эта система автоматически выключает
двигатель, диаметрально противоположный вышедшему из строя.
Так, на ракете Н-1 расчетное время работы всех 30 двигателей
первой ступени составляет 110 с, при двух отключенных двигате-
лях — 168 с, при четырех отключенных — 210 с. Естественно, что
при отключении части двигателей уменьшается суммарная тяга и
действительные значения скорости будут очень сильно отличаться
от программных, рассчитанных на работу всех двигателей (систе-
ма РКС уже не в состоянии сблизить эти значения).
В баллистических ракетах на твердом смесевом топливе также
невозможно регулировать тягу во время работы двигателя, т. е. в
полете.
В начале 1960-х годов из-за отсутствия в стране приемлемых
по массе, габаритам и быстродействию цифровых вычислительных
машин предпринимались попытки найти способ регулирования
тяги РДТТ. Классификация всех способов регулирования уклады-
вается в формулу для тяги:
P = Jy^m\
• _ с 1 с I _ pwpi’rop
Ш — U рОгор — ~ Рк.с^кр , Рк.с — “ ж ?
Р ^кр ।
Р ~ Jуд р Ркх. ''l' ^кр — COnSt.
Известно, что скорость горения смесевого твердого топлива и
почти не зависит от давления в камере сгорания /?к.с, поэтому все
попытки регулирования тяги за счет изменения площади критиче-
ского сечения 5кр не дали практического результата (пропорцио-
нально увеличению 5кр уменьшается рк.с, и тяга остается посто-
янной).
Делались попытки регулировать в процессе работы двигателя
скорость горения топлива с помощью дозируемого радиационного
облучения или акустического воздействия на горящую поверх-
ность, но они оказались малоэффективными.
Регулирование тяги за счет изменения Jy;i (впрыск жидкого
окислителя для дожигания продуктов неполного сгорания твердо-
го топлива) усложняло конструкцию и требовало наличия жидкого
окислителя на борту твердотопливной ракеты.
109
Особенности этих двух типов ракет (тяжелых жидкостных и
твердотопливных) привели к необходимости перехода на способ
управления по «гибкой» траектории.
Как уже отмечалось, при этом способе управления ракета
начинает полет по расчетной (опорной) траектории. В результате
постоянных измерений действительных параметров (перегрузок и
углового положения ракеты) прогнозируются координаты воз-
можных точек падения головной части, определяются поправки к
опорной траектории и соответствующие команды подаются в си-
стему управления, которая корректирует действительную траекто-
рию таким образом, чтобы к концу активного участка траектории
ракета была выведена на одну из попадающих траекторий.
Для выполнения этих операций нужно использовать БЦВМ с
высоким быстродействием, так как, чтобы вычислить необходи-
мые значения угла тангажа при каждой итерации, требуется чис-
ленно интегрировать уравнения движения ракеты на активном
участке траектории и многократно решать систему уравнений
движения головной части на пассивном участке траектории при
прогнозировании возможных точек падения ГЧ.
Перечислим достоинства такой системы управления.
Наличие БЦВМ с высоким быстродействием дает возможность
управлять дальностью полета без отсечки тяги двигательной уста-
новки последней ступени. Для этого ракета на участке полета по-
следних двух ступеней совершает дополнительный маневр для
дожигания излишков топлива и возвращается на попадающую тра-
екторию в момент полного выгорания топлива на последней сту-
пени. Такой способ управления дальностью исключает узел отсеч-
ки тяги у ракет с РДТТ (реализован на МБР «Минитмен-Ш»),
уменьшает попадание остатков топлива вместе с отработавшими
блоками на Землю у ракет с ЖРД, т. е. не ухудшает экологическую
обстановку в районах падения.
При использовании системы управления по «гибкой» траекто-
рии можно работать на максимальной тяге, так как в отличие от
управления по «жесткой» траектории нет необходимости иметь
резерв тяги для ее двустороннего регулирования по каналу РКС.
Это эквивалентно повышению весовой отдачи двигательной уста-
Л/д.у
новки, т. е. снижению уд.у =—
110
Переход на систему управления по «гибкой» траектории поз-
воляет несколько увеличить массу полезного груза ракеты за счет
сокращения гарантийных запасов топлива. Эта система управле-
ния не предусматривает гарантированного времени работы ступе-
ней — все ступени, кроме последней, работают до полного выго-
рания топлива. Гарантийные запасы топлива предусматриваются
только на «итоговой», последней ступени. «Недобор» полезной
нагрузки при этом существенно меньше, чем при использовании
системы управления по «жесткой» траектории. Выигрыш в полез-
ной нагрузке может достигать 5 %.
Полное выгорание топлива легко достигается у РДТТ. При ЖРД
на каждой ступени необходимо предусмотреть гарантийные запасы
топлива другого назначения — на неодновременность выгорания
компонентов топлива. (Если один из компонентов израсходован
преждевременно, это может привести к разрушению двигателя и
ступени.) Гарантийные запасы на неодновременность выгорания
существенно меньше запасов на компенсацию многочисленных
разбросов массовых, энергетических и других параметров ракеты.
Наличие на борту ракеты БЦВМ позволяет использовать ее не
только в системе управления, но и для выполнения других опера-
ций как в полете, так и при нахождении ракеты на пусковом
устройстве — введение в память БЦВМ нескольких полетных за-
даний для быстрого перенацеливания ракеты, программ предстар-
товых проверок бортовых систем и т. п.
Система управления по «гибкой» траектории имеет и некото-
рые недостатки — повышается стоимость ракеты, увеличива-
ются площади районов отчуждения из-за большей неопределенно-
сти мест возможного падения отработавших блоков.
В начале 1960-х годов наша страна отставала в создании
БЦВМ от США, которые к этому времени разработали и модерни-
зировали твердотопливные ракетные комплексы «Минитмен» и
«Поларис» с системами управления по «гибкой» траектории. Это
отставание в условиях противостояния с США привело к необхо-
димости создания большого количества сравнительно дешевых
малогабаритных жидкостных ракет с системой управления по
«жесткой» траектории, не отличающихся по своим тактико-
техническим характеристикам от ракет американских (8К81, 8К84
и их модификации). Размещенные в шахтных пусковых установ-
ках по всей стране, наши ракеты представляли собой эффективное
оружие для ответного удара (идея принадлежала В.Н. Челомею).
111
Одновременно велись интенсивные работы над созданием БЦВМ,
ракетных двигателей на смесевом топливе и органов управления
для них. Первая в нашей стране МБР на твердом топливе РТ-2
(8К98) (см. рис. 1.9) была принята на вооружение в 1969 г.
Созданию малогабаритных БЦВМ в нашей стране в значитель-
ной степени способствовали работы над «лунной» ракетой Н-1.
4.6. Способ управления с коррекцией
на пассивном участке траектории
Как уже отмечалось, отклонения параметров конца активного
участка траектории от расчетных значений можно компенсировать
на пассивном участке. Для этого боевая ступень снабжена двига-
тельной установкой и системой управления. Фактически все бал-
листические ракеты, имеющие многоблочные головные части с
разделяющимися боевыми блоками, относятся к этой группе ракет.
Представителем баллистических ракет средней дальности с си-
стемой управления с коррекцией на пассивном участке является
американская ракета «Першинг-П» (рис. 4.10). Она относится к но-
вому поколению суперракет, точность которых изменяет обычное
представление о возможностях ракетного оружия. Основные пара-
метры этой ракеты: Цлглх = 1800...2200 км; КВО = 25...40 м; троти-
ловый эквивалент заряда ТЭЗ = 10...20 кт; Л/о =7,2 т; М] Ч = 1,4 т
(масса взрывчатого вещества R = 400 кг); /р = 10 м; D? = 1 м.
Рис. 4.10. Схема американской баллистической ракеты средней дально-
сти «Першинг-П»
Запуски ракеты осуществлялись из транспортно-пускового кон-
тейнера. К 1985 г. в ФРГ было размещено 108 ракет «Першинг-П», в
1989 г. эти ракеты уничтожены по договору об ограничении БРСД.
«Першинг-П» — двухступенчатая твердотопливная ракета, ра-
ботающая на смесевом топливе (полибутадиен с концевой гидрок-
сильной группой).
112
Корпуса обеих ступеней изготовлены из органического волок-
на «кевлар» методом «спираллой». В обоих РДТТ используется по
одному качающемуся соплу на упругом подвесе «Флексил».
Сопловой насадок изготовлен из углепластика. Первая ступень
имеет крестообразные стабилизаторы, два из которых выполняют
роль воздушных рулей по крену на участке работы первой ступе-
ни. Аналогичную роль выполняют воздушные рули боевой ступе-
ни на участке работы второй ступени.
Боевая ступень состоит из трех отсеков: системы наведения
(задний), боезаряда (средний) и радиолокатора (передний).
В отсеке наведения располагается инерциальная система наве-
дения, а также корректирующая система по радиолокационной
карте местности. Исполнительная часть — микродвигатели, рабо-
тающие на сжатом воздухе. В отсеке боезаряда размещается или
ядерная бомба, или проникающая боеголовка.
Схематично работу корректирующей системы наведения по
радиолокационной карте местности на конечном участке полета
можно описать следующим образом. Изображение местности, по-
лученное с помощью радиолокатора, преобразуется в цифровую
форму. В твердотельное запоминающее устройство еще до запуска
ракеты вводится изображение местности в районе цели, также в
цифровой форме.
Матрица, полученная с помощью радиолокатора, сопоставля-
ется с матрицей запоминающего устройства. Сопоставление поз-
воляет с высокой точностью определить ошибку в положении бое-
вой ступени. Информация поступает в БЦВМ, которая вырабаты-
вает поправки к траектории и соответствующие команды для
системы управления.
Коррекция выполняется многократно до самого момента попа-
дания боевой ступени в цель. В случае отказа корректора боевую
ступень приводит к цели инерциальная система управления поле-
том, однако с меньшей точностью.
Возведение новых сооружений или меры по дезинформации
могут только в малой степени помешать работе радиолокатора,
поскольку многочисленные оставшиеся неизменными элементы
превысят дезинформирующее действие вновь появившихся эле-
ментов.
Вопросы к главе 4
1. В чем заключается принципиальная разница между системами
управления по «жесткой» и по «гибкой» траектории?
2. Проанализируйте алгоритм суммарного отклонения по дальности
при управлении по «жесткой» траектории и назовите способы и систе-
мы, позволяющие реализовать этот алгоритм для получения нужной
дальности.
3. В каких баллистических ракетах невозможно использовать систему
управления по «жесткой» траектории и почему?
4. Расскажите о принципах работы современной системы управления
по «гибкой» траектории. Каковы ее преимущества (кроме повышенной
точности и возможности использования на БРТТ и жидкостных ракетах с
многокамерными двигательными установками)?
Глава 5. РАЗВИТИЕ КОНСТРУКЦИЙ
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНЫХ БАЛЛИСТИЧЕСКИХ
РАКЕТ И РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
5.1. Основные направления развития
Межконтинентальные баллистические ракеты составляют ос-
нову стратегических сил страны и решают задачи по уничтожению
стратегически важных объектов на межконтинентальных дально-
стях. Первая в мире МБР была создана в СССР. Это была ракета
Р-7 (А/о = 283 т, Л/П.г = 5,4 т), первый успешный запуск которой
состоялся в августе 1957 г.
Первый запуск американской МБР «Атлас» (Л/q = 110 т,
Л/П.г = 1,5 т) состоялся в 1959 г.
В качестве топлива в обеих ракетах использовались керосин и
жидкий кислород. Запускали ракеты с открытых стартовых пози-
ций, заправку топливом осуществляли непосредственно перед
стартом. На смену ракете Р-7, модификации которой до сих пор
используют как ракеты-носители, была взята на вооружение МБР
Р-9 (8К75) на тех же компонентах, но с поперечным делением сту-
пеней, более удобная для транспортировки и заправки, с меньшей
стартовой массой (Л/g ~80 т, Л/пт = 2 т).
В 1960 г. в США вместо ракеты «Атлас» на вооружение была
принята ракета «Титан-1» (Л/о =98 т, Л/П.г = 1,5...2,7 т), работа-
ющая также на керосине и кислороде. Это были МБР первого по-
коления.
В начале 1960-х годов на вооружение были приняты МБР вто-
рого поколения: в СССР ракета Р-16 (Л/о = 141 т, Л/П.г = 2 т) на
долгохранимых высококипящих компонентах топлива (азотная
кислота (АК) и керосин (Т1)) в 1963 г., в США МБР «Титан-П»
(Л/о = 148 т, Мпл = 3,17 т) на компонентах топлива «Аэрозин-50»
и тетраоксид азота (АТ) в 1962 г.
115
В конце 1950-х годов в США начаты работы по созданию МБР
третьего поколения, которые должны были удовлетворять сле-
дующим требованиям:
• находиться на стартовой позиции в полной боевой готовности
в течение длительного времени (5...7 лет);
• иметь высокую оперативность запуска (до 30 с);
• обладать высокой надежностью и неуязвимостью для ракет
противника на всех этапах боевого использования (на старте и в
полете).
Удовлетворение указанным требованиям обеспечивалось за
счет применения в МБР в качестве силовой установки РДТТ на
всех ступенях, а также за счет базирования ракет в подземных
шахтных сооружениях. Семейство этих ракет в США получило
название «Минитмен». Всего было создано четыре модификации
этих ракет. Они стоят на вооружении с 1962 г. по настоящее время.
Сначала усовершенствование ракет «Минитмен» шло по пути
увеличения максимальной дальности (с 9 800 до 11 200 км), затем
по пути увеличения мощности боевого заряда (от 0,5 до 1,2 Мт) и
точности стрельбы (КВО уменьшено с 1 500 до 400 м). Кроме того,
на ракетах устанавливались специальные средства, облегчающие
прорыв боевой части через противоракетную оборону противника.
В Советстком Союзе в ответ на разработку МБР «Минитмен»
были начаты работы в двух направлениях — проектирование бал-
листических ракет на твердом топливе и малогабаритных МБР
на жидком высококипягцем топливе.
Первая баллистическая ракета на твердом топливе PT-1 (8К95)
создавались в конце 50 — начале 60-х годов прошлого века, когда
страна располагала только баллиститным твердым топливом,
имеющим низкие энергетические характеристики. Технология из-
готовления заряда из баллиститного топлива не позволяла полу-
чать шашки достаточно большого диаметра. Последнее обстоя-
тельство приводило к необходимости создавать на каждой из трех
ступеней пакет из четырех параллельно работающих двигателей.
Такая компоновка усложняла конструкцию ракеты, приводила к
увеличению массы конструкции, снижала надежность.
Целый ряд решений на ракете РТ-1 и ее последующих моди-
фикациях носил временный характер (пакет двигателей, органы
управления, «холодное» деление ступеней, предусматривающее
необходимость иметь отсечку тяги на всех ступенях ракеты, и др.).
По мере отработки более совершенных конструкций они внедря-
116
лись в следующие модификации ракеты (моноблочные двигатели с
зарядами из смесевого топлива, органы управления вектором тяги
и т. п.), что, естественно, улучшало их летно-технические характе-
ристики. Таким образом в КБ С.П. Королева под руководством
И.Н. Садовского были созданы первые отечественные ракеты на
твердом топливе PT-1 (8К95) и PT-2 (8К98) (рис. 5.1). В 1969 г.
ракета РТ-2 принята на вооруже-
ние (см. рис. 1.9).
Долгое время камнем претк-
новения при создании МБР на
твердом топливе являлась систе-
ма управления. Как уже отмеча-
лось, широко применяемая на
всех отечественных баллистиче-
ских ракетах с ЖРД аналоговая
система управления (по «жест-
кой» траектории) оказалась не-
пригодной для ракет с РДТТ из-
за трудностей, связанных с регу-
лированием тяги двигателя во
время полета ракеты. Един-
ственным возможным способом
управления в этом случае было
управление по «гибкой» траек-
тории, требующее наличия на
борту ракеты БЦВМ.
На создание малогабаритной
БЦВМ с достаточным быстродей-
ствием требовалось время, по-
этому параллельно с разработкой
МБР на твердом топливе присту-
пили к созданию малогабаритных
МБР на жидких высококипящих
компонентах топлива, в которых
Рис. 5.1. Первые отечественные
баллистические ракеты на твердом
топливе:
а — PT-1 (8К95); б — РТ-2 (8К98)
117
1980
1975
1975
Л
1976
1988
1988 1989 1997
юг
Индекс ракеты: оперативно-боевой технологический по коду в США по договору о СНВ УР-100Н (НУ) 15А30(35) SS-19 PC-18 МР-УР-100 (УТТХ) 15А15(16) SS-17 РС-16А(Б) РСД-10 15Ж45 SS-20 РСД-10 Р-36М УТТХ 15А18 SS-18 РС-20Б РТ-2ПМ 15Ж58 SS-25 РС-12М Р-36М2 15А18М SS-18 РС-20В РТ-23 УТТХ 15Ж60 SS-24 РС-22Ш РТ-23 УТТХ 15Ж61 SS-24 РС-22Ж РТ-2ПМ вар. 2 SS-X-29 РС-12М(2)
Стартовая масса, т 105,6 71,1 37,0 211,1 45,1 211,1 104,5 104,5 47,2
Длина, м 24,0 23,9 16,5 34,3 20,5 34,3 23,4 23,3 22,7
Максимальный диаметр корпуса, м 2,5 2,25 1,8 3,0 1,8 3,0 2,4 2,4 1,95
Дальность, тыс. км 9,65-10,0 10,3 5,0 11,5 >12 11,5-15,0 10,0-11,0 10,0-11,0 >12
Масса полезного груза, т 4,35 2,55 1,5-1,74 8,8 1,0-1,2 8,8 4,05 4,05 1,2
Мощность головной части, Мт 6 х 0,55 6 х 0,75 3,6 или 4 х 0,75 1,0 или 3 х 0,15 10x0,55 0,55 10x0,75 или 20,0 10 х0,55 10 х 0,55 Нет свед.
Количество ступеней 2 2 2 2 3 2 3 3 3
Рис. 5.2. Многоступенчатые баллистические ракеты 1975-1997 гг. и их основные характеристики
можно было бы с успехом использовать отработанную систему
управления по «жесткой» траектории, а также обеспечить дли-
тельное время хранения МБР в заправленном состоянии при высо-
кой боеготовности.
Это направление позволило уже в 1967 г. поставить на воору-
жение МБР УР-100 (8К84), а в последующие годы ее усовершен-
ствованные модификации — в 1972 г. ракету УР-100К (см.
рис. 1.9), в 1975 г. ракеты УР-100Н и УР-100 УТТХ (рис. 5.2).
По утверждению специалистов, УР-100Н («Стилет») по своим
характеристикам вполне может быть отнесена к МБР четвертого
поколения. В последние годы на основе этой ракеты были созданы
PH легкого класса «Рокот» и «Стрела» (см. § 6.4).
Несколько меньшая точность жидкостных ракет с аналоговой
системой управления, по сравнению с точностью ракет «Минит-
мен», компенсировалась более мощным боевым зарядом. Массо-
габаритные характеристики этих ракет близки к характеристикам
ракет «Минитмен» (у ракеты УР-100 стартовая масса 42,3 т, диа-
метр 2 м, длина 16,7 м; у ракеты «Минитмен-Ш» соответственно:
35 т, 1,67 и 18,2 м).
Небольшие габариты ракет позволили хранить и запускать их
из подземных шахтных стартовых сооружений повышенной за-
щищенности, достигнутой благодаря двойной амортизации — ра-
кеты относительно контейнера, а контейнера относительно шахты.
Использование в системе управления гиростабилизированной
платформы позволило осуществлять запуск ракет с неповоротного
пускового устройства, что существенно упростило стартовое обо-
рудование. Длительное время хранения ракет в заправленном со-
стоянии (7... 10 лет) было достигнуто благодаря использованию
высококипящих самовоспламеняющихся компонентов топлива —
АТ и НДМГ, высокоэффективных двигателей, работающих при
высоком давлении в камере сгорания, а также благодаря «ампули-
зации» ракеты и ее эксплуатации в комплекте с герметичным кон-
тейнером на всех этапах, включая пуск.
Под ампулизацией понимают ряд конструктивных и техноло-
гических мероприятий, обеспечивающих максимальную изоляцию
топлива в баках от внешней среды. К таким мероприятиям отно-
сятся: применение ПГС, исключающей непосредственное сопри-
косновение компонентов топлива в процессе хранения с чувстви-
тельными элементами схемы; широкое использование коррозион-
но-стойкой стали при изготовлении элементов ПГС; применение
120
исключительно сварки для соединения трубопроводов, в том числе
магистральных из алюминиевых сплавов со стальными патрубка-
ми ТНА (биметаллические втулки).
Улучшению тактико-технических характеристик ракеты УР-100
способствовали общая конструктивно-компоновочная схема и
конструктивное решение ее отдельных агрегатов:
• отсутствие межбаковых отсеков;
• использование «вафельной» конструкции обечаек баков;
• расположение сопла двигателя второй ступени в выемке
верхнего днища бака окислителя первой ступени;
• применение четырехкамерной двигательной установки на
первой ступени (суммарная сила тяги около 800 кН);
• «теплое» разделение ступеней, при котором рулевые двигате-
ли второй ступени с силой тяги 15 кН выполняют ряд функций:
управляют и стабилизируют полет ракеты на участке работы сту-
пени, являются двигателями осадки топлива в баках ступени, раз-
водят ступени и «калибруют» конечную скорость ракеты после
выключения двигателя второй ступени в момент времени /к до
момента времени /к достижения заданного значения скорости
(рис. 5.3).
Рис. 5.3. График изменения тяги двигательных установок МБР 8К84
К МБР наземного базирования четвертого поколения мож-
но отнести ракеты с РДТТ:
• М-Х (США): Ата.х =10 000 км, Л/о=88,5 т, Л/Н.г=3,95 т;
/р = 22 м, Dp =2,34 м, КВО= 180 м;
•«Тополь-М» (Россия) АП1ах>10000 км, Л7о=47,2т,
Мцл =1,2 т; /р = 23 м, Dp = 1,95 м, КВО <300 м.
Проанализируем кратко состав группировок, а также пути раз-
вития МБР и PH в нашей стране и США.
121
Стратегические ядерные ракетные силы имеют наземную и
морскую составляющие. В нашей стране к 1991 г. наземная со-
ставляющая содержала четыре вида МБР (см. рис. 5.2):
• жидкостные стационарного базирования — тяжелого типа
(стартовая масса 211,1 т, 10 боезарядов) и три легкого типа (105 т,
6 боезарядов);
• твердотопливные стационарного базирования;
• твердотопливные подвижного железнодорожного базирова-
ния (104,5 т, 10 боезарядов);
• твердотопливные подвижного грунтового базирования с мо-
ноблочной головной частью (45 т).
Морская составляющая содержала четыре вида межконтинен-
тальных БРПЛ: жидкостные — моноблочные (33 т) и две с разде-
ляющейся головной частью (35 т, 3...7 боезарядов; 40 т, 4... 10 бое-
зарядов) и твердотопливные (90 т, 10 боезарядов).
В США к этому времени находились на вооружении только
твердотопливные ракеты: МБР стационарного базирования «Ми-
нитмен-ША» (35 т, 3 боезаряда), М-Х (88,5 т, 10 боезарядов) и
межконтинентальные БРПЛ «Трайдент-1» (32 т, 8 боезарядов) и
«Трайдент-П» (59 т, 8 боезарядов).
Развитие отечественного и американского стратегического
наступательного вооружения шло по разным направлениям. Аме-
риканское — преимущественно твердотопливное, отечествен-
ное — преимущественно жидкостное. Одна из главных причин
такого различия — отставание отечественного твердотопливного
ракетостроения от американского (топливо, композиционные ма-
териалы, вычислительная техника). Однако за годы отставания в
создании твердотопливных ракет отечественные ракетостроители
накопили уникальный опыт проектирования жидкостных балли-
стических ракет наземного и морского базирования на долгохра-
нимых компонентах топлива, что позволило создать лучшие в ми-
ре по удельным характеристикам жидкостные реактивные двига-
тели и довести конструкцию и технологию изготовления ракет до
уровня, обеспечивающего их надежную и безопасную эксплуата-
цию в частях РВСН и ВМФ в течение 20.. .30 лет.
Решения последних лет по твердотопливному направлению
(МБР «Булава» в качестве БРПЛ) нельзя отнести к системным —
многие технологии по твердому топливу остались в ближнем за-
рубежье, а флот имеет жидкостную ракету наивысшего техниче-
122
ского уровня, способную нести те же 10 боевых блоков, что и
твердотопливная ракета со стартовой массой в 2 раза больше.
Созданные в 50-60 годы прошлого века отечественные ракеты-
носители (PH семейства Р-7, PH «Протон», «Зенит») подвергались
модернизации, в основном она касалась системы управления. Раз-
работан проект и ведется создание ракетного семейства «Ангара»,
построенного по блочно-модульному принципу. Широко исполь-
зуют в качестве ракет-носителей снимаемые с вооружения МБР
после их модернизации в порядке конверсии: PH «Днепр», «Ро-
кот», «Штиль» и др. (см. § 6.4).
Большое развитие в последние годы получили разгонные блоки
(РБ), так называемые космические буксиры («Бриз», «Бриз-М»,
ДМ, «Фрегат», КВРБ-1). Это связано с тем, что значительная часть
пусков PH производится на геостационарную и солнечно-
синхронную орбиты (связь, ДЗЗ). В странах Европы и в нашей
стране разрабатывались проекты частично многоразовых транс-
портных космических систем («Гермес», «Клипер», «Байкал»), но
дальше проектов дело пока не пошло.
5.2. Базирование ракет-носителей и боевых
баллистических ракет
Расширим приведенную на рис. 1.10 классификацию баллисти-
ческих ракет дальнего действия. Дадим дополнительную детали-
зацию способов базирования ракет-носителей и боевых баллисти-
ческих ракет (рис. 5.4).
Базирование ракет-носителей
Ракеты-носители (за исключением конверсионных) стартуют с
открытых стартовых позиций, в большинстве случаев с т а ц и о -
Рис. 5.4. Классификация базирования PH и БРДД
123
н а р н ы х (PH «Союз», «Протон» и др.), расположенных на космо-
дромах. Места расположения космодромов определяются грани-
цами и географическим положением государств, наличием полей
отчуждения (площадей, изымаемых из хозяйственной деятельно-
сти, в том числе морских пространств).
В дополнение к существующим в нашей стране космодромам
Капустин Яр и Плесецк и арендуемому за 115 млн долл, в год у
Казахстана Байконуру Федеральная целевая программа Российско-
го космического агентства на 2010-2015 гг. предусматривает со-
здание нового космодрома Восточный в Амурской области.
По географическому положению Восточный (50° с. ш.) не пре-
восходит Байконур, но имеет явные преимущества по полям от-
чуждения — отработавшая первая ступень будет падать в тайге, в
районе Комсомольска-на-Амуре, а верхние ступени — в Тихий
океан. Создание этого космодрома обеспечит независимый гаран-
тированный доступ России в космическое пространство во всем
спектре задач, включая пилотируемые полеты к Луне и Марсу.
С нового космодрома, стоимость которого оценивается суммой
около 3 млрд долл., в 2015 г. предполагается осуществить первый
беспилотный запуск, а с 2020 г. — начать постоянные запуски
космических кораблей.
Базирование ракет-носителей может быть и мобильным —
стартовые сооружения располагают в этом случае на подвижной
морской платформе или самолете. Конверсионные PH запускаются
из своих штатных шахтных сооружений (PH «Рокот», «Днепр» и
др.) и из пусковых труб подводных лодок в акватории Мирового
океана.
Стационарные стартовые комплексы ракет-носителей.
Ограничимся кратким анализом конструкции стартового комплек-
са ракет семейства Р-7. В нем наиболее полно реализован один из
основных принципов, которым руководствуются при создании
стартовых сооружений, — ракета не должна утяжеляться из-за
нагрузок, связанных с ее нахождением на стартовом сооружении,
или из-за нагрузок при транспортировке. Этим принципом руко-
водствуются создатели всех элементов ракетного комплекса, так
как массовое совершенство ракеты (А/к/Л/о) является основным
резервом для увеличения массы полезного груза Л7|1Л или увели-
чения дальности полета ракеты АП1ах. Впервые в этом комплексе
ракета не устанавливается хвостовым отсеком на стартовый стол, а
подвешивается за силовой пояс центрального блока на откидыва-
124
ющихся при старте фермах в тех же опорных точках, на которые
передаются в полете усилия от боковых блоков на центральный
(рис. 5.5).
Рис. 5.5. Стартовое сооружение для PH семейства Р-7:
I — ракета; 2 — опора стартовой системы; 3 — вход в помещение под стартовым
комплексом; 4 — ферма обслуживания; 5 — гидроподъемник фермы обслужива-
ния; 6 — поворотная платформа; 7 — противовес; 8 — кабель-заправочная мачта
125
Такая силовая схема позволила разгрузить конструкцию ниж-
ней части центрального блока как во время ее нахождения на стар-
те, так и во время полета, что дало возможность уменьшить массу
конструкции Мк и, следовательно, увеличить массу полезного
груза Л/П.г- Естественно, это усложнило конструкцию стартового
сооружения. При старте, чтобы пропустить ракету /, необходимо
быстро откинуть опорные фермы 2 (см. рис. 5.5). Здесь эта про-
блема решена простым и оригинальным способом — за счет ис-
пользования противовесов 7 на противоположных концах откиды-
вающихся ферм 2.
В течение многих лет эксплуатации комплекса для наведения
по азимуту приходилось разворачивать ракету вместе с тяжелыми
фермами, на которых она подвешена. В настоящее время эта про-
блема решена с помощью более совершенной системы управления.
На последней модификации ракеты («Союз-2») гиростабилизиро-
ванная платформа, входящая в систему управления, позволила
наводить ракету по азимуту на вертикальном участке полета, отка-
заться от ее разворота на старте и тем самым упростить стартовое
сооружение.
Ракета-носитель «Союз-СТ», предназначенная для запуска с
космодрома Куру во Французской Гвиане, так же как и ракета
«Союз-2», снабжена цифровой системой управления и ГСП и не
нуждается в наведении по азимуту на стартовом сооружении.
Стартовое сооружение для запуска этой ракеты на полигоне Куру
в своей принципиальной части осталось без изменений, но в нем
отсутствует поворотный стартовый стол.
Мобильное базирование ракет-носителей. Такое базирова-
ние PH преследует две главные цели:
• осуществление всеазимуталъных запусков. При запусках PH с
космодромов, расположенных на территории своего государства,
всегда возникают ограничения по азимуту запуска из-за админи-
стративных границ и географического положения страны;
• увеличение массы полезного груза. Запуск PH с самолета или с
подвижной морской платформы в приэкваториальной зоне на гео-
стационарную орбиту позволяет использовать дополнительную
скорость суточного вращения Земли, что увеличивает массу по-
лезного груза по сравнению с запуском с Байконура почти в 2 раза.
Уже несколько лет для запуска PH «Зенит» используется меж-
дународный комплекс «Морской старт». В его эксплуатации за-
действованы Россия, Украина, США и Норвегия. Идея реализации
126
проекта опирается, с одной стороны, на фундаментальные прин-
ципы космонавтики, а с другой — на достижения в области ракет-
но-космической техники, а также на мировые достижения в техни-
ке освоения морского шельфа.
Большая часть коммерческих спутников выводится на геостаци-
онарную орбиту, лежащую в плоскости экватора. Запускать такие
спутники выгодно с экватора в восточном направлении, по ходу
вращения Земли (+Дт) = 465 м/с), отработавшие ступени падают в
свободную акваторию океана. Однако основная выгода не только в
этой добавке. В процессе запуска с высоких широт приходится по-
ворачивать плоскость орбиты. Например, при запуске с Байконура
(47° с. ш.) на это тратится около 1 500 м/с характеристической ско-
рости vx и таким образом теряется до 25 % полезной массы спутни-
ка. Расположив космодром на экваторе, сразу получаем существен-
ную, почти бесплатную прибавку массы полезного груза.
К 1990-м годам стало возможным создание мобильной мор-
ской системы запуска. Одна из основ этой техники — плавучие
платформы, техника которых получила развитие и распростране-
ние при добыче нефти на прибрежных шельфах.
Другой важной задачей проекта стала автоматизация всех под-
готовительных, заправочных и пусковых операций, проводимых с
ракетой. Классической для всех этих целей стала PH «Зенит», ко-
торая вместе со стартовым комплексом была доведена до высокой
степени совершенства. Существует два варианта PH «Зенит»:
• «Зенит-28Е» — двухступенчатая ракета разработки и изго-
товления КБ «Южное» (Украина). Компоненты топлива: керо-
син— кислород; Л/о=45О т, Л/П.г = 14 т (НОО, ос = 51,4°);
• «Зенит-ЗБЬ» — трехступенчатая ракета, в качестве третьей
ступени используется разгонный блок ДМ-SL разработки РКК
«Энергия», Л/о =470 т, МЦЛ = 2,9 т (ГСО) и Л/пг = 4 250 кг
(ГПО) при недоборе = 1 800 м/с. Возможно использование РБ
«Фрегат» КБ им. С.А. Лавочкина.
Дополнительными преимуществами комплекса «Мор-
ской старт» являются: компактность, отсутствие необходимости в
развитой наземной инфраструктуре и связанной с ней социально
ориентированной сферы, что позволяет значительно сократить
численность персонала, участвующего в проведении работ, и, сле-
довательно, стоимость эксплуатации.
К омплекс успешно эксплуатируется. Возможно 6...8 запусков
в год. Вероятность безотказной работы -0,95.
127
Более 10 лет в США используется «воздушный старт» с само-
лета легкой твердотопливной PH «Пегас». В России разрабатыва-
ется проект запуска 100-тонной жидкостной PH «Полет» с самоле-
та АН-124.
В 2006 г. проект «Воздушный старт» включен в Федеральную
космическую программу на 2006-2015 гг., в которой определено
его финансирование и поименованы внебюджетные источники. Во
время поездки В.В. Путина в Индонезию в конце 2007 г. заключе-
но соглашение о строительстве на индонезийском острове Биак,
расположенном почти на экваторе, совместного российско-
индонезийского космодрома, где и будет размещен наземный ком-
плекс проекта.
В состав «воздушной» части комплекса «Воздушный старт»
входят:
• самолет-носитель АН-124-100ВС;
• двухступенчатая PH «Полет»;
• разгонный блок.
Самолет-носитель (СН) создается на базе серийного тяжелого
транспортного самолета АН-124-100ВС «Руслан». На его борту
размещаются PH, оборудование и системы ракетного сегмента.
Самолет-носитель обеспечивает выход в зону пуска и десантиро-
вание ракеты в полете.
Ракета-носитель «Полет» размещается в транспортно-пусковом
контейнере (ТПК) (внутри грузового отсека СН) и доставляется в
любую точку над океаном или сушей (рис. 5.6).
При достижении зоны пуска ракета десантируется в условиях
искусственной невесомости, возникающей при движении самолета
по так называемой кривой Кеплера (при переходе с горизонтального
полета на восходящий участок, начиная с угла тангажа -76°, созда-
ется кратковременная невесомость продолжительностью до 25 с).
Рис. 5.6. Размещение ТПК с ракетой «Полет» в грузовом отсеке самоле-
та-носителя АН-124-100ВС
128
Из ТПК ракета выталкивается с помощью пневматической си-
стемы, размещаемой в ТПК. Система десантирования обеспечива-
ет выход PH со скоростью 30 м/с относительно СН и отставание от
него на безопасное расстояние при запуске ЖРД первой ступени.
Выведение аппарата на опорную орбиту происходит при после-
довательном срабатывании обеих ступеней PH. С опорной орбиты
на более высокую (вплоть до геостационарной) и на отлетную тра-
екторию космический аппарат переводится разгонным блоком. Са-
молет-носитель является в данном случае возвращаемой многократ-
но используемой первой ступенью системы выведения.
Основная идея разработчиков заключается в максимальном
удешевлении проекта, что позволяет занять конкуренто-
способное место на мировом рынке космических услуг.
Возможность реализации этой идеи в короткие сроки раз-
работчики связывают с тем, что многие компоненты про-
екта уже созданы и испытаны. Самолет АН-124 летает не
один десяток лет. Корпорация «Воздушный старт» полу-
чила в свое распоряжение четыре машины.
Разработку ракеты-носителя «Полет» (рис. 5.7) и раз-
гонного блока ведет Государственный ракетный центр
(ГРЦ) им. В.П. Макеева.
Основные характеристики PH «Полет»
Стартовая масса Л/о, т..................... 102
Масса полезного груза Л/,,.,, т, на орбите:
солнечно-синхронной и полярной
(# = 200 км, а = 90°).................. 3,00
опорной экваториальной (# = 200 км,
ос = 0°)............................... 3,85
геостационарной (И = 36 000 км, ос = 0°).. 0,65
Компоненты топлива...................... О2 + Т1
Тяга Рн, тс (удельная тяга руд11, с), двигателя
в пустоте:
первая ступень (НК-43)............... 179,2 (346)
вторая ступень (РД-0124)............. 30 (360)
разгонный блок (РД-0158)............. 3 (360)
Длина /р, м............................... 32,5
Диаметр Dp, м........................... 3,2
Рис. 5.7. Ракета-носитель «Полет»
129
Двигателем первой ступени ЖРД является НК-43 (56 двигателей
НК-33 и НК-43, оставшихся от программы Н-1, имеются в наличии.
В случае необходимости их производство может быть легко возоб-
новлено). Вторая ступень PH «Полет» — это блок И с двигателем
РД-0124, почти полностью заимствованный у PH «Союз 2-1 Б» (мо-
дернизирован для заправки в горизонтальном положении).
Баковый отсек первой ступени будет изготавливаться на том
же оборудовании, что и блок И, — в РКЦ «ЦСКБ-Прогресс» (Са-
мара). Затраты на реализацию проекта оцениваются в 130...
150 млн долл., стоимость пуска 23...25 млн долл. Предполагаемую
стоимость вывода 1 кг на низкую околоземную орбиту авторы
проекта оценивают в 5...6 тыс. долл, (традиционный запуск с
наземных космодромов требует затрат 12...30 тыс. долл, за 1 кг).
Базирование баллистических ракет
Боевые баллистические ракеты имеют несколько видов бази-
рования:
• закрытый стационарный старт (старт из подземных шахтных
стартовых сооружений). Такой вид базирования имеет большин-
ство современных баллистических ракет (МБР и БРСД);
• закрытый мобильный старт из пусковых труб подводных
лодок;
• мобильный старт с наземных подвижных комплексов (с грун-
товых самоходных пусковых установок и железнодорожных плат-
форм).
Все виды базирования боевых баллистических ракет пресле-
дуют одну цель — повысить защищенность стартовой позиции и
тем самым неуязвимость ракеты на старте.
Под защищенностью стартовой позиции понимают значе-
ние избыточного давления на фронте ударной волны атомного
взрыва ракеты противника, которое может выдержать ракета,
находящаяся на стартовом сооружении, и при этом успешно осу-
ществить старт.
Защищенность стартовых позиций при наземном открытом
старте ракет Р-12 (8К63) и Р-14 (8К65) составляла всего около
0,02 МПа (0,2 кгс/см2). Это означало, что ракета будет уничтожена,
если взрыв заряда мегатонной мощности произойдет на расстоя-
нии 5 км от ракеты.
Базирование баллистических ракет в шахтных стартовых
сооружениях. Уязвимость первых отечественных ракетных ком-
130
плексов привела к необходимости разработки шахтных пусковых
установок (ШПУ), существенно повышающих защищенность
стартовых позиций. Защищенность определяется не только глуби-
ной шахты и толщиной ее стен, изготовленных из бетона, армиро-
ванного стальным силовым набором и пропитанного эпоксидной
смолой, но и системой амортизации ракеты относительно стен
шахты.
Наиболее совершенной защитой жидкостной ракеты на старте
является шахта с двойной амортизацией', пусковой стакан, роль
которого играет транспортно-пусковой контейнер, амортизируют
относительно шахты, а ракету — относительно контейнера. Такая
схема амортизации была реализована для МБР УР-100К (Л/о =
= 50,1 т). Транспортно-пусковой контейнер с размещенной в нем
ракетой вывешивался на двух кронштейнах в районе его верхнего
пояса и амортизировался с помощью горизонтальных амортизато-
ров на нижнем поясе контейнера.
Внутренняя система амортизации (ТПК — ракета) состоит из
нескольких поясов, которые обеспечивают уменьшение сейсмиче-
ских нагрузок на ракету при ядерном взрыве и возвращают ее в
исходное положение. Кроме традиционно используемых пружин-
ных амортизаторов, здесь впервые были установлены пневмогид-
равлические амортизаторы. Двойная амортизация позволила на
порядок поднять защищенность ШПУ. Амортизацию тяжелых ра-
кет, таких как Р-36 (Л/о >200 т), осуществляют в шахте также не
за счет пружин, а с помощью пневмоамортизаторов. Для твердо-
топливных МБР повышенная защищенность достигается легче (из-
за меньших габаритов и более жесткой конструкции ракет). Для
современных твердотопливных ракет, размещенных в шахтах, за-
щищенность составляет от 2 до 20 МПа (МБР «Минитмен», М-Х),
для жидкостных — до 10 МПа (МБР Р-36).
Существует три типа закрытого старта: «горячий», «холод-
ный» (или минометный) и смешанный.
При «горячем» старте ракета выходит из шахты или из пус-
ковой трубы подводной лодки за счет тяги двигательной уста-
новки первой ступени.
При «холодном» старте ракета выталкивается из шахты или
пусковой трубы подводной лодки с помощью сжатого газа (как
на первых подводных лодках США, вооруженных БРСД «Пола-
рис») или парогаза, образующегося в результате воздействия ра-
бочих газов ПАДа на воду, залитую в специальную емкость или
131
сразу на дно шахты (как на последних модификациях БРСД «По-
ларис»). Двигатель первой ступени включается уже после выхода
ракеты из шахты, а для ракет подводных лодок — над поверхно-
стью моря.
Разновидностью «горячего» старта является смешанный
старт (иногда его называют динамореактивным). В этом случае
ракета размещается в пусковом стакане, подвешенном внутри
шахты на амортизаторах (роль пускового стакана может играть
контейнер). Движение ракеты по стакану происходит за счет тяги
двигательной установки первой ступени и избыточного давления
в заракетном пространстве стакана. Такую конструкцию имеет
ШПУ, из которой стартует твердотопливная МБР PT-2 (8К98).
Для уменьшения температуры рабочих газов, действующих на
поддон, который выполняет функцию поршня, на дно стакана за-
лита вода. Избыточное давление поддерживается на определенном
уровне благодаря отверстиям в стакане. Дополнительная скорость,
полученная ракетой за счет воздействия избыточного давления в
заракетном пространстве, способствует увеличению дальности
стрельбы (у ракеты РТ-2 на 160 км).
При смешанном старте, так же как и при «холодном», требует-
ся наличие дополнительных устройств (бугелей, поддонов и др.)
для обтюрации заракетного пространства и для ведения ракеты по
пусковому стакану, а при «холодном» старте и для защиты двига-
тельной установки первой ступени ракеты от воздействия газов
ПАДа. Эти же устройства используют для горизонтальной аморти-
зации ракеты относительно пускового стакана во время ее нахож-
дения в шахте. Вместе с амортизацией стакана относительно шах-
ты они предохраняют ракету от сейсмического воздействия ядер-
ного взрыва (для ракет наземного базирования) и от взрыва
глубинных бомб и качки (для ракет, базирующихся на подводных
лодках).
Выполнив свои функции в качестве направляющих при движе-
нии по пусковому стакану и в качестве обтюратора заракетного
пространства, они сбрасываются после выхода ракеты из шахты,
а для БРПЛ — после выхода из воды.
Следует заметить, что на первых шахтных пусковых установ-
ках (ШПУ «Шексна» для Р-16) пусковой стакан, по которому дви-
галась ракета при пуске, был поворотным и имел механизм
азимутального наведения. Уже на ШПУ для ракет Р-36 (1963 г.)
пусковой стакан был неподвижным, а разворот ракеты в за-
132
данную плоскость стрельбы после выхода из шахты осуществлял-
ся системой управления ракетой (МБР Р-36 уже была оснащена
гиростабилизированной платформой).
Базирование баллистических ракет на подводных лодках.
Идеальным местом базирования боевых ракет при закрытом мо-
бильном старте является атомная подводная лодка. Эффектив-
ность подводной лодки основана на ее скрытности и подвижно-
сти. Обычно лодка идет галсами (не по прямой). Современная
подводная лодка практически бесшумна. Она работает на атом-
ном бескислородном топливе, что обеспечивает ей продолжи-
тельное автономное плавание без всплытия. Это делает подвод-
ную лодку трудноуязвимым объектом. Кроме того, базирование
ракет на подводной лодке отвлекает ответный удар от своей тер-
ритории.
На первом этапе максимальную дальность ракет, базирующих-
ся на подводных лодках, ограничивали, она не превышала 4 500 км
(БРСД «Поларис»). Считали, что при большей дальности страдает
точность стрельбы из-за сложности определения места старта и,
кроме того, увеличивается полетное время, в связи с чем возраста-
ет вероятность уничтожения боевой части средствами противора-
кетной обороны противника.
В настоящее время дальность ракет, базирующихся на подвод-
ных лодках, увеличилась до 10 000... 11 000 км («Трайдент-II»,
РСМ-50, РСМ-52). Это связано с созданием спутниковой навига-
ционной системы, обеспечивающей высокую точность определе-
ния координат подводной лодки, с использованием в БРПЛ систем
управления с астрокоррекцией по заранее выбранным звездам, а
также с созданием эффективных средств, облегчающих преодоле-
ние противоракетной обороны противника.
Наземные ракетные подвижные комплексы. Основная идея
базирования МБР на подвижных наземных транспортных сред-
ствах сводится к созданию для противника неопределенности в
знании места расположения пусковой установки с ракетой на мо-
мент нанесения им удара по районам базирования наших ракетных
комплексов и сохранению их для ответного удара. При подвижном
наземном старте к ракете предъявляются специфические требова-
ния — массогабаритные параметры ракеты должны быть прием-
лемыми для размещения ее на транспортном средстве, ракета
должна иметь простую и не занимающую много времени подго-
товку к старту. Этим требованиям в большей степени отвечают
133
твердотопливные ракеты, местами базирования для них могут
быть грунтовые многоколесные ракетовозы и железнодорожные
платформы.
Грунтовые мобильные ракетные комплексы. В Московском
институте теплотехники (МИТ) был создан мобильный грунтовой
комплекс «Темп-2С» с трехступенчатой твердотопливной ракетой
РС-14 (15Ж42) (Атах = Ю 500 км, М(} = 41,5 т, Л/,.ч = 1 т) и в
1975 г. принят на вооружение.
В конструкции ракеты были использованы последние на тот
период достижения в твердотопливном ракетостроении: смесевое
топливо; мотаные стеклопластиковые корпуса двигателей; одно-
сопловой блок у каждого из трех маршевых двигателей; органы
управления на двух верхних ступенях — вдув-перепуск газа от
низкотемпературного заряда (без алюминиевой добавки), распо-
ложенного в основной камере сгорания, в раструб сопла; «холод-
ное» разделение ступеней за счет торможения отработавших бло-
ков специальными двигателями. Боевая ступень была оснащена
двигателями малой тяги, система управления работала на базе
БЦВМ. Ракета весь период эксплуатации находилась в транспорт-
но-пусковом контейнере. «Холодный» старт осуществлялся верти-
кально, непосредственно из контейнера. Комплекс базировался на
шестиколесном ракетовозе Минского автозавода. Комплекс
«Темп-2С» находился на боевом дежурстве до 1987 г.
Модернизация ракеты «Темп-2С» (более энергоемкое, повы-
шенной плотности топливо; усовершенствованные система управ-
ления и боевая ступень; корпуса двигателей верхних ступеней, из-
готовленные из органопластика по схеме «кокон», и др.) позволила
МИТу разработать и сдать на вооружение в 1988 г. грунтовой мо-
бильный комплекс «Тополь» на семиколесном ракетовозе Мин-
ского автозавода с ракетой РС-12М (15Ж58), а затем приступить к
созданию более совершенных подвижного и шахтного ракетных
комплексов с ракетой «Тополь-М».
Боевые железнодорожные ракетные комплексы. Преследуя
те же цели, что и при создании грунтовых подвижных ракетных
комплексов, в нашей стране в 1970-е годы была начата разработка
боевых железнодорожных ракетных комплексов (БЖРК). Одним
из вариантов базирования американской МБР четвертого поколе-
ния М-Х был железнодорожный. Однако воплощению этой идеи
препятствовало частное (а не государственное) владение желез-
ными дорогами, а также ограниченность их сети. Наша страна с ее
134
огромной территорией и разветвленной сетью железнодорожных
путей могла с успехом реализовать эту идею.
Мобильный железнодорожный комплекс имеет одно важное
преимущество перед грунтовым: на железнодорожную пус-
ковую установку можно разместить ракету с большой стартовой
массой и, следовательно, доставлять к цели более мощный боевой
заряд.
В начале 1980-х годов КБ «Южное» разработало проект двух
близких по конструкции вариантов МБР шахтного и железнодо-
рожного базирования (Р-23). Ракеты были созданы и прошли
опытную эксплуатацию. На их основе были разработаны (и в
1989 г. почти одновременно приняты на вооружение) РТ-23 УТТХ
(15Ж60) — твердотопливная трехступенчатая МБР для трех видов
базирования и РТ-23 УТТХ (15Ж61) — такая же ракета для желез-
нодорожного базирования (рис. 5.8) (Атах = 10 100 км, Л/о =
= 104,5 т, Л/, .ч = 4,05 т).
Рис. 5.8. Комплекс железнодорожного базирования с МБР РТ-23 УТТХ
135
Создателям первого в мире БЖРК пришлось решать много но-
вых задач, связанных как с конструкцией ракеты, так и с кон-
струкцией пусковой установки (т. е. вагона), а также с подготовкой
зоны боевого патрулирования и организацией запуска. В частно-
сти, чтобы уменьшить длину ракеты при размещении ее в вагоне,
на РДТТ второй и третьей ступеней были использованы выдвиж-
ные сопловые насадки, а также головной обтекатель, геометрия
которого изменялась при переходе от транспортного положения к
рабочему. Проблемой оказалось обеспечение устойчивости вагона
при запуске, отвод при старте контактных электропроводов, от-
клонение струи рабочих газов двигателя первой ступени после
«холодного» старта ракеты и запуска маршевого двигателя в
20...30 м от вагона и многое другое. Всего было развернуто
36 комплексов железнодорожного базирования с ракетой РТ-23
УТТХ (см. рис. 5.8).
5.3. Особенности отделения головной части
и разделения ступеней у ракет с РДТТ
Управление дальностью стрельбы у современных баллистиче-
ских ракет на твердом топливе осуществляется за счет прекраще-
ния работы двигателя последней ступени по команде от системы
управления по «гибкой» траектории путем вскрытия отсечных со-
пел, расположенных на переднем днище. Отделение головной ча-
сти происходит за счет торможения последней ступени ракеты
противотягой, создаваемой отсечными соплами.
Для уменьшения разброса скорости в конце активного
участка у некоторых баллистических ракет с РДТТ используют
следующие особые приемы:
• ступенчатое выключение двигателя последней ступени с по-
мощью двух пар отсечных сопел, расположенных на переднем
днище РДТТ (рис. 5.9). Используется на ракете 8К98. По предвари-
тельной команде (/к) вскрывается I пара отсечных сопел, тяга при
этом уменьшается, но остается положительной, а скорость ракеты
«калибруется». По главной команде (/к) вскрывается II пара, сум-
марная тяга при этом становится отрицательной (заштрихованная
область). В этот же момент подрываются связи головной части с
корпусом ракеты, и последний отстает от головной части.
• отделение головной части с помощью специальных РДТТ.
Используется на ракете 9М-76 («Темп-С»). У баллистических ра-
136
а б
Рис. 5.9. Две пары (I и II) отсечных сопел, расположенных на переднем
днище (я), и ступенчатое уменьшение тяги РДТТ с их помощью (б)
кет оперативно-тактического назначения приходится отказываться
от способа отделения головной части от корпуса ракеты с помо-
щью отсечных сопел, расположенных на переднем днище двигате-
ля, из-за возникновения так называемой «внешней задачи отсечки
тяги». Дело в том, что у этих ракет отделение головной части про-
исходит в плотных слоях атмосферы и истекающие из отсечных
сопел газы, воздействуя на головную часть, вызывают вращение
последней вокруг своего центра масс. Поскольку все это происхо-
дит в плотных слоях атмосферы, на головную часть начинают дей-
ствовать аэродинамические силы, которые приводят к существен-
ному отклонению ее движения от расчетной траектории, что, есте-
ственно, сказывается на точности стрельбы.
На ракете оперативно-тактического назначения 9М-76
(«Темп-С») (рис. 5.10) сброс тяги производился вскрытием с по-
мощью детонирующего удлиненного заряда (ДУЗ) отсечных со-
пел, расположенных в специальной металлической проставке на
12000
Рис. 5.10. Схема ракеты оперативно-тактического назначения «Темп-С»
137
стеклотекстолитовом корпусе, примыкающей к заднему днищу
второй ступени ракеты, и направленных перпендикулярно оси ра-
кеты, а торможение корпуса при отделении головной части —
с помощью специальных РДТТ, укрепленных на заднем днище
с соплами, направленными вперед под углом к оси ракеты.
Основные характеристики ракеты 9М-76 («Темп-С»)
Максимальная дальность Лтах, км............ 1000
Стартовая масса Л/о, т....................... 9,5
Масса полезного груза Л/П |, т.............. 0,5
Тяга, тс:
первая ступень Р\.......................... 17
вторая ступень Р\\......................... 18,8
Высота, км:
разделения ступеней Граш.................... 8
конца активного участка у,.................. 30
максимальной точки траектории Н............. 200
Изменение тяги по времени у ракеты 9М-76 представлено на
рис. 5.11, а. Использование двух ступеней на этой ракете спо-
собствует повышению высоты конца активного участка уд
(рис. 5.11, б), что уменьшает возмущения головной части в момент
ее отделения от корпуса ракеты.
Рис. 5.11. Изменение тяги по времени (я) и траектория полета (б)
ракеты «Темп-С»
138
Отделение отработавших ступеней у твердотопливных балли-
стических ракет имеет некоторые особенности. Двигатели нижних
ступеней в таких ракетах работают до полного выгорания топлива.
Отделение отработавшей ступени от уходящей после подрыва
между ними связей (подрыва пироболтов) происходит с помощью
специальных тормозных РДТТ, расположенных на отработавшей
ступени.
В твердотопливных двигателях нет необходимости произво-
дить «осадку» топлива для их включения при движении по инер-
ции. Это позволяет включать двигатель уходящей ступени после
ее отхода от отделившегося блока на некоторое расстояние.
5.4. Ракета-носитель «Протон»
Второй по количеству запусков (в 2004 г. 35 % всех стартов)
является ракета-носитель тяжелого класса «Протон» (рис. 5.12).
Она успешно эксплуатируется с 1965 г. С ее помощью были выве-
дены на околоземные орбиты все тяжелые блоки орбитальных
станций «Салют» и «Мир». Она применялась при строительстве
Международной космической станции (в трехступенчатом вариан-
те) и для запусков космических аппаратов к планетам Солнечной
системы (в четырехступенчатом варианте с блоком ДМ). Ракета
стартовала более 300 раз.
«Протон» широко используется для коммерческих запусков.
В 2009 г. цена вывода на геопереходную орбиту космического ап-
парата массой 6 т ракетой «Протон-М» составляла 75.. .80 млн долл.
Проектирование ракеты-носителя «Протон» (УР-500К, 8К82)
началось в 1962 г. На первом этапе она создавалась как универ-
сальная ракета (УР-500) — как МБР с мощным ядерным зарядом
(150 Мт)* и ракета-носитель, затем задание было изменено и она
стала ракетой-носителем космических аппаратов как гражданско-
го, так и военного назначения. Именно эта ракета выводила на ор-
биту долговременную орбитальную станцию (ДОС) «Алмаз», раз-
работанную в ответ на намерение американцев создать ДОС воен-
ного назначения MOL. Было решено, что ракета-носитель УР-500К
(8К82) будет построена сначала по двухступенчатой, а позднее по
Для сравнения: МБР Р-36М («Сатана») имела общую мощность боеголовок
20...25 Мт; мощность американской атомной бомбы, сброшенной с самолета на
Хиросиму, составляла 20 кт.
139
трехступенчатой схеме с последовательным (тандемным) распо-
ложением ступеней.
К началу 1960-х годов проблема запуска двигателей верхних
ступеней в полете была решена. Эти
а
решения использовались при создании
PH «Протон», построенной по тандем-
ной схеме.
Для ускорения разработки ракеты в
качестве ее верхних ступеней было ре-
шено применить глубокую модифика-
цию МБР УР-200, эскизный проект ко-
торой был выпущен в июле 1962 г., а
успешные летно-конструкторские ис-
пытания завершились в октябре 1964 г.
(девять успешных пусков).
Таким образом, основной задачей
проектирования УР-500К стал выбор
конструктивно-компоновочной схемы и
проектных характеристик первой сту-
пени.
Максимальную длину и диаметр ра-
кетного блока диктовали габариты же-
лезнодорожных вагонов и платформ, а
также ширина пути и размеры тонне-
лей, мостов, развязок. С другой сторо-
ны, габариты блока задавали стартовую
массу и все характеристики будущей
ракеты.
Было принято решение, что первая
ступень будет состоять из центрально-
го блока — бака окислителя диаметром
4,1 м и шести навесных блоков — баков
горючего диаметром 1,6 м. На каждом
баке горючего смонтирован двигатель
РД-253 с тягой 150 тс. Таким образом,
блок бака горючего является почти за-
Рис. 5.12. Ракета-носитель тяжелого класса
«Протон» (я) и конструктивно-компоновоч-
ная схема PH «Протон-М» (б)
140
конченной автономной ракетой, которая при общей сборке в мон-
тажно-испытательном корпусе на полигоне с помощью специаль-
ного стапеля навешивается на центральный блок и подсоединяется
к магистрали окислителя. Преимущества этого варианта: не-
большая длина ступени в собранном состоянии и использование в
качестве несущего элемента только центрального блока. Решались
также и проблемы транспортировки по железной дороге. Вторая и
третья ступени транспортируются в собранном виде как единое
целое, первая ступень — в разобранном виде в семи вагонах.
Вторым после конструктивно-компоновочной схемы осново-
полагающим фактором был выбор двигательной установки и топ-
лива первой ступени. Стремясь унифицировать наземное оборудо-
вание для подготовки ракеты к старту, решили использовать на
всех ступенях ракеты УР-500К единое высококипящее долгохра-
нимое топливо, которое обеспечивало бы эксплуатацию в широ-
ком диапазоне значений температуры окружающей среды без
применения термостатирования.
Самовоспламеняющиеся компоненты топлива (окислитель —
АТ, горючее — НДМГ), использованные на ракете УР-200, и, со-
ответственно, на верхних ступенях УР-500К, позволяли устано-
вить на первой ступени доработанные двигатели конструкции
В.П. Глушко, которые первоначально проектировались им для
«лунной» ракеты С.П. Королева Н-1. Теперь на первой ступени
симметрично располагались шесть качающихся ЖРД с суммарной
тягой 900 тс.
Вторая ступень УР-500К представляет собой модифициро-
ванный вариант первой ступени ракеты УР-200 с теми же четырь-
мя двигателями конструкции С.А. Косберга (тягой по 60 тс каж-
дый), но с увеличенной степенью расширения сопел.
Двигательная установка третьей ступени УР-500К состоит из
неподвижно установленного маршевого двигателя (высотная мо-
дификация двигателя первой ступени ракеты УР-200) и рулевого
двигателя открытой схемы с четырьмя качающимися камерами.
Использование в качестве компонентов топлива АТ и НДМГ
потребовало применения специальных мер по герметизации топ-
ливных емкостей и магистралей, а также вызвало серьезную кри-
тику экологов.
Несимметричный диметилгидразин легко адсорбирует влагу из
воздуха. Водные растворы НДМГ вызывают повышенную корро-
зию алюминия и его сплавов. Предельно допустимая концентра-
141
ция НДМГ в воздухе 0,0001 мг/л, температура кипения 63 °C. Тет-
раоксид азота, не содержащий воды, не вызывает коррозии алю-
миния и его сплавов. Присутствие воды ведет к образованию азот-
ной кислоты и усилению коррозионной активности.
Тетраоксид азота токсичен, является кровяным ядом (ожоги
кожи и поражение органов дыхания), температура кипения 21 °C.
При ркс = 15 МПа, удельные импульсы тяги Jy i0 = 2 800 м/с,
JyД11 = 3 130 м/с.
Токсичность и агрессивность компонентов потребовали осо-
бых мер предосторожности при служебном обращении с раке-
той и герметизации (ампулизации) пневмогидравлической схемы
ракеты.
Чтобы ускорить начало полетов, в 1965 г. ракету запускали в
двухступенчатом варианте (четыре пуска) для выведения на орби-
ту тяжелого спутника «Протон», наименование которого закрепи-
лось и за ракетой.
Одним из этапов «лунной» программы СССР (Постановление
Правительства и ЦК КПСС от 3 августа 1964 г.) был пилотируе-
мый облет Луны, который планировалось осуществить к 50-летию
Октябрьской революции (к осени 1967 г.). В связи с этим появи-
лась четвертая ступень у PH «Протон» — блок Д, взятый из про-
екта лунного комплекса Н1-ЛЗ разработки С.П. Королева.
При первых запусках четырехступенчатого носителя УР-500К
к Луне блок Д первый раз включался еще на доразгоне, т. е. при-
менялся для довыведения полезного груза на базовую околозем-
ную орбиту, и с одинаковым успехом мог считаться и разгонным
блоком корабля, и четвертой ступенью носителя.
В рамках облетной программы с марта 1967 г. по октябрь
1970 г. было произведено 11 пусков ракеты УР-500К с разгонным
блоком Д и кораблем Л-1 в беспилотном варианте («Зонд»): только
один из них был признан полностью успешным («Зонд-7»), ча-
стично успешными — пять запусков, остальные пять признаны
неудачными (60 % — аварии носителя, 20 % — отказы системы
корабля).
На блоке Д установлен двигатель 11Д58 с тягой в пустоте Рц =
= 8,5 тс, рассчитанный на двукратное включение. Система обеспе-
чения запуска (СОЗ) создает перед запуском основного двигателя
перегрузку 0,001g, что достаточно для осадки топлива в баках к
заборным устройствам. После последнего срабатывания система
СОЗ сбрасывается. Компонентами топлива на блоке являются ке-
142
росин (4,3 т) и жидкий переохлажденный кислород (10,6 т). Общее
время работы двигателя 600 с.
В четырехступенчатом варианте ракета УР-500К способна до-
ставить полезный груз непосредственно на геостационарную ор-
биту с точностью ±12' по наклонению и ±250 с по периоду обра-
щения, что позволяет выводить на орбиту спутники, не оснащен-
ные для довыведения собственным двигателем.
Таким образом, PH «Протон» при Л/о = 720 т может выво-
дить на НОО полезный груз Мил =21 т, на ГСО — Л7|и =2,3 т
и к планетам Солнечной системы Л7П Г = 5 т.
Модернизация ракеты «Протон» связана в основном с перехо-
дом от аналоговой системы управления к системе управления с
использованием БЦВМ, с отказом от блока Д в качестве четвертой
ступени и переходом к разгонному блоку «Бриз-М», работающему
на тех же компонентах, что и остальные ступени.
Процесс разделения ступеней состоит из двух этапов:
1) непосредственное отделение отработавших блоков (сраба-
тывание пироболтов, пирозамков, детонирующих удлиненных за-
рядов);
2) увод отработавших частей для безударного расхождения с
уходящей ступенью (выпуск через соответствующим образом рас-
положенные клапаны газов наддува из баков окислителя отрабо-
тавших боковых блоков (Р-7), использование струи рабочих газов
двигателей уходящей ступени и аэродинамического торможения
отработавшего блока (блок первой ступени PH «Протон»), исполь-
зование специальных РДТТ увода, расположенных на отработав-
ших блоках).
На примере ракеты «Протон» рассмотрим требования, предъ-
являемые к способам отделения отработавших ракетных бло-
ков. Способы разделения ступеней должны обеспечивать:
• минимальные угловые и продольные возмущения очередной
(«уходящей») ступени;
• высокую эффективность работы органов управления очеред-
ной ступени для парирования угловых и продольных возмущений;
• быстрое расхождение ступеней;
• минимальные габариты и массу элементов разделения.
Кроме того, для жидкостных ракет желательно, чтобы про-
дольная перегрузка очередной ступени не падала до нуля во избе-
жание отлива жидких компонентов топлива от заборных устройств
баков.
143
Существует три способа
разделения ступеней ракет:
«горячий», «холодный» и «теп-
лый».
При «горячем» разделении
ступени расходятся за счет тяги
уходящей (очередной) ступени
(рис. 5.13). При этом маршевый
двигатель очередной ступени
включается в момент времени
еще до полного прекращения
работы двигателя предыдущей
ступени (момент Г2). В этот же
Рис. 5.13. График изменения
тяги двигательных установок
ступеней ракеты, разделяющихся
«горячим» способом
момент (/2) подрываются связи между ступенями. Команда на раз-
деление ступеней подается от датчика осевых перегрузок или от
датчика давления в камере сгорания. Таким образом достигается
непрерывная осевая перегрузка пх при высокой эффективности
органов управления уходящей ступени. Происходит быстрое рас-
хождение ступеней, так как очередная ступень испытывает уско-
рение под действием своих маршевых двигателей, а отработав-
шая — тормозится под действием истекающих из них газов (при
тандемной компоновке) и под действием аэродинамических сил
(отделение первой ступени PH «Протон»).
Для отвода газов в этом случае необходим зазор (ферма), что
увеличивает длину ракеты, и газоотражатель, покрытый теплоизо-
ляцией, на переднем днище отработавшей ступени. Газоотража-
тель защищает верхнее днище переднего бака первой ступени от
его прогара и взрыва в баке газов наддува.
В случае пакетной компоновки «горячий» способ разделения
наиболее естествен, так как газы двигателей «уходящей» ступени
не встречают на своем пути конструктивных элементов отрабо-
тавшего блока (отделение боковых блоков на PH Р-7).
«Холодное» разделение ступеней происходит либо с помощью
специальных тормозных двигателей (обычно РДТТ), размещенных
на отработавшей ступени, либо с помощью «отсечки тяги» в слу-
чае РДТТ на этой ступени. Команда на разделение ступеней пода-
ется от датчика осевых перегрузок или от датчика давления в ка-
мере сгорания отработавшей ступени, сигнализирующего о том,
что топливо в этой ступени полностью выгорело. При «холодном»
отделении головной части от последней ступени ракеты сигнал на
144
разрыв связей между ними подается от автомата управления даль-
ностью. При «холодном» разделении ступеней блоки ракеты могут
быть соединены между собой с помощью закрытых переходных
отсеков.
«Теплое» разделение осуществляется комбинацией работаю-
щих рулевых двигателей «уходящей» ступени или, если их нет,
маршевых двигателей этой ступени при их глубоком дросселиро-
вании, а также тормозных двигателей (обычно РДТТ) на отрабо-
тавшей ступени (8К84).
На PH «Протон» используются все три способа разделения
ступеней (рис. 5.14).
Рис. 5.14. График изменения тяги двигательных установок PH «Протон»
Вторая ступень ракеты отделяется от первой по принципу «го-
рячего» разделения: двигатели второй ступени включаются до
окончания работы двигателей первой ступени. Быстрое расхожде-
ние блоков происходит за счет тяги двигателей второй ступени и
торможения блока первой ступени истекающими из сопел второй
ступени газами и за счет аэродинамического сопротивления (высо-
та 43 км). Для предотвращения прогара верхнего днища бака окис-
лителя предусмотрен «грибок» из ТЗП, для выхода газов — двухъ-
ярусная ферма.
Третья ступень отделяется от второй по принципу «теплого»
разделения. Ступени расходятся за счет тяги рулевых двигателей
третьей ступени (они включаются за 4 с до окончания работы дви-
гателей второй ступени) и тормозных РДТТ, расположенных на
второй ступени.
Рулевые двигатели не дают падать до нуля осевой перегрузке
третьей ступени, стабилизируют полет ракеты и управляют им на
участке работы третьей ступени.
145
Головная часть (полезный груз, блок Д) отделяется от корпуса
третьей ступени по принципу «холодного» разделения ступеней.
После «калибровки» скорости рулевыми двигателями третьей сту-
пени головная часть отделяется за счет включения тормозных
РДТТ, расположенных на третьей ступени.
В последние годы PH «Протон» подверглась значительной мо-
дернизации. Связана она в основном с переходом от аналоговой
системы управления к управлению по «гибкой» траектории с ис-
пользованием БЦВМ. Новая система управления позволила обес-
печить более полное выгорание токсичных и агрессивных компо-
нентов топлива в топливных баках ракеты, что существенно улуч-
шило экологические характеристики ракеты и позволило
уменьшить гарантийные запасы топлива. Вместо блока ДМ в каче-
стве четвертой ступени в модернизированной ракете «Протон-М»
используется разгонный блок «Бриз-М».
5.5. Использование криогенных компонентов топлива
в ракетах-носителях
Использование жидкого кислорода и жидкого водорода в
качестве ракетного топлива. Одной из тенденций совершенство-
вания ракет-носителей является использование на верхних ступе-
нях этих криогенных компонентов топлива — жидкого кислорода
и жидкого водорода в качестве горючего.
В отличие от боевых ракет хранить ракету-носитель в заправ-
ленном топливом состоянии длительное время нет необходимости.
Заправка ракеты топливом заканчивается всего за несколько часов
до старта. Таким образом снимается одно из главных ограничений
на использование в ракетах криогенных компонентов топлива. Во-
дород как горючее в кислородно-водородном топливе, был пред-
ложен К.Э. Циолковским еще в 1903 г., но это топливо долгое
время не находило применения в ракетной технике из-за специфи-
ческих свойств водорода.
Поскольку водород химически чрезвычайно активен, в природе
он встречается только в комбинации с другими элементами,
например с кислородом в воде. В жидком состоянии водород су-
ществует в очень узком диапазоне значений температуры: от точки
кипения 20 К до точки замерзания 17 К, при которой он переходит
в твердое состояние. По этой причине трудно сохранять водород в
шугообразном состоянии. Если температура поднимается выше
146
точки кипения, водород мгновенно переходит из жидкой фазы в
газообразную. Последнее обстоятельство приводит к трудностям
заправки баков, трубопроводов и камеры сгорания жидким водо-
родом. Приходится перед заправкой водородом «захолаживать»
эти агрегаты.
Тем не менее это топливо обладает рядом существенных
преимуществ.
1. Водород при соединении с кислородом имеет самое высокое
выделение энергии на единицу массы: 120,7 ГДж/т.
Высокая энергоемкость и хорошие термодинамические свой-
ства продуктов сгорания этой композиции компонентов обеспечи-
вают наиболее высокое значение удельного импульса тяги из до-
стигнутых на химических топливах:
Jy;iII =4 300...4 400 м/с при /?к.с = 3...5 МПа;
Ууд п = 4 500...4 550 м/с при /7КС = 20...21 МПа.
2. Доступность и запасы водорода на планете неограниченны,
поскольку он может производиться из воды. Пока такой способ его
получения дорог, но в перспективе он может стать дешевле добы-
чи нефти в связи с ограниченностью и невозобновляемостью ее
запасов.
3. Компоненты нетоксичны, обеспечивают стабильное горение
в камере сгорания, позволяют осуществлять глубокое дросселиро-
вание тяги.
4. Продукты сгорания — вода — экологически чистые, не обра-
зуют парниковых газов и даже не нарушают круговорот воды в
природе.
5. В последние годы достигнут определенный прогресс в со-
здании легких и прочных теплозащитных материалов, позволяю-
щих в течение продолжительного времени (до 30 сут) хранить в
жидком состоянии кислород, водород и даже гелий.
В то же время у этих компонентов топлива имеются некоторые
свойства, ограничивающие их широкое применение в ракет-
ной технике. Главные из них таковы:
•н изкая температура кипения'. -183 °C (90 К) у кислорода
и -253 °C (20 К) у водорода;
• очень низкая плотность водорода в жидкой фазе'.
Рн2ж =71 кг/м3 (вода, например, имеет плотность 1000 кг/м3, т. е.
жидкий водород в 14 раз легче воды);
• взрывоопасность при любых соотношениях компонентов'.
кислород и водород образуют так называемую гремучую смесь;
147
• малая теплота испарения обоих компонентов, т. е. малая
теплота перехода из жидкого состояния в газообразное;
• большое количество газа в жидком компоненте из-за испа-
рения',
• высокая стоимость жидкого водорода. При стоимости в
США -33 цента за литр 1 т жидкого водорода из-за малой его
плотности стоит -4 600 долл. Космический корабль «Шаттл» без
учета испарения при транспортировке на один запуск требует
100 т жидкого водорода. Таким образом, только горючее для одно-
го запуска стоит почти 0,5 млн долл. Получение жидкого водорода
путем электролиза воды обходится еще дороже, поэтому сейчас
его получают путем газификации каменного угля.
Перечисленные особенности этих компонентов приводят к
значительному усложнению и утяжелению конструкций двига-
тельных установок и топливных отсеков, в частности:
1) вследствие низкой плотности жидкого водорода существенно
увеличивается объем и, следовательно, масса топливного отсека;
2) из-за того, что многие металлы при охлаждении до темпера-
туры кипения жидкого кислорода и жидкого водорода становятся
весьма хрупкими, т. е. снижается их сопротивляемость нагрузкам,
следует применять материалы, обладающие удовлетворительными
механическими свойствами при этих температурах. К таким мате-
риалам относятся хромоникелевые стали, медь и ее сплавы, алю-
миний и его сплавы и некоторые другие. Из неметаллических ма-
териалов применяют фторопласты, винилпласты, тефлон, асбест,
специальные сорта резины, полиамидные пленки;
3) для уменьшения выкипания (испарения) водорода во время
хранения и полета топливный бак и магистральные трубопроводы
нуждаются в тепловой защите. Тепловая защита криогенных баков
состоит из их теплоизоляции и системы «тепловых мостов» между
баками и остальной конструкцией ракеты. Теплоизоляция имеет
довольно сложную конструкцию (экранно-вакуумная теплоизоля-
ция (ЭВТИ) для защиты ТЗП от внешнего воздействия, само ТЗП).
Трубопроводы выполняют по схеме «труба в трубе». Для защиты
внутренней трубы (в которой находится криогенный компонент)
от наружного теплопотока применяется ТЗП, а также вакуумиро-
вание межтрубной полости;
4) для обеспечения надежного запуска двигательной установ-
ки, работающей на криогенных компонентах, требуется ряд до-
полнительных устройств и систем, таких как система захолажива-
148
ния топливных магистралей и двигательной установки перед каж-
дым включением, устройства дренажа газообразной фазы и др.
Все это приводит к тому, что такие показатели, как
я™ = ЛЛ.о/А/, (масса топливного отсека на единицу массы топли-
ва) и Уду = Л/д.у//]) (масса двигательной установки на единицу тя-
ги), при криогенных компонентах существенно больше этих пока-
зателей при обоих высококипящих компонентах (АТ + НДМГ) и
даже при компонентах О2 + Т1.
Отсюда следует вывод о безусловной целесообразности приме-
нения О2 + Н2 на верхних ступенях ракеты. Целесообразность их
применения на первых ступенях требует подтверждения в каждом
конкретном случае.
Объясняется эта рекомендация следующим образом: при
меньшей тяге двигателей на верхних ступенях, меньших объеме и
массе топливного отсека и двигательной установки, применяя
О2 + Н2, можно получить больший прирост скорости ракеты на
этапе работы ступени, чем при использовании О2 + Т1, так как
здесь решающее влияние на этот прирост оказывает большее зна-
чение Уудп, а не увеличение цк-
На первой ступени в большинстве случаев целесообразно ис-
пользовать О2 + Т1, так как здесь меньшее значение Уу;1 компен-
сируется меньшим значением цк- Этот вывод можно сделать на
основании упрощенного баллистического и массового анализа ра-
кеты, проведенного по формуле Циолковского:
^Ц = —Jуд п 1п Цк .
Первый в мире ракетный двигатель на жидком кислороде и
жидком водороде RL-10 был разработан в США фирмой Pratt
Whitney. В ноябре 1963 г. в составе второй ступени PH «Атлас —
Центавр» этот двигатель совершил свой первый успешный полет.
Основные характеристики двигателя RL-10
Тяга в пустоте Р,„ кН....................... 68
Время работы двигателя /к, с................ 470
Удельный импульс тяги в пустоте Jyд п, м/с.. 4 400
Давление в камере сгорания ркс, МПа......... 2,8-3,0
Масса двигательной установки Л/гу, кг....... 155
Уширение сопла/,............................ 57
Двигатель RL-10 построен по высокоэкономичной замкнутой
безгазогенераторной схеме (рис. 5.15). Жидкий водород, пройдя
149
Рис. 5.15. Схема двигательной установки RL-10:
/ — центробежный насос жидкого кислорода; 2 — редуктор; 3 — камера сгора-
ния; 4 — сопло; 5 — турбина; 6 — двухступенчатый центробежный насос жидко-
го водорода
рубашку охлаждения камеры сгорания 3 и вначале захолодив, а
затем сняв в ней тепло, газифицируется и подается на лопатки
турбины 5 ТНА, а уже затем поступает в камеру сгорания 3. От-
сутствие специального газогенератора позволило на 0,5... 1,0 %
увеличить удельный импульс тяги по сравнению с его значением
при общепринятой газогенераторной схеме.
Жидкий кислород непосредственно после насоса / поступает в
камеру сгорания 3, пройдя через регулятор соотношения компо-
нентов. Зажигание — электрическое, с помощью пиросвечи, уста-
новленной в днище форсуночной головки. Запуск и остановка дви-
гателя осуществляются с помощью пневмоавтоматики, в качестве
рабочего тела используется гелий, запасенный в баллоне высокого
давления.
Двигатель рассчитан на многократные включения после про-
должительного пассивного полета. За более чем 40 лет производ-
ства и эксплуатации RL-10 подвергался многочисленным модерни-
зациям и использовался, кроме PH «Атлас — Центавр», в составе
PH «Сатурн-1», «Титан-IIIE», «Атлас-П» и «Атлас-Ш», «Дельта-3».
С использованием этих двигателей были осуществлены полеты та-
ких космических аппаратов, как Pioneer, Mariner, Serveyer и др. Все-
го в космосе побывало более 350 ЖРД этого семейства, на-
150
работавших в общей сложности 555 ч при более чем 625 вклю-
чениях.
В последней модификации двигателя — RL-10B-2 (с тягой в
пустоте около 110 кН) — используется самое большое в мире не-
охлаждаемое углепластиковое раздвижное сопло, обеспечивающее
уширение /„=285 и Уудп =4 665 м/с. Диаметр выходного сече-
ния насадка 2 м, общая высота двигателя 4 м.
Конструкторское бюро химической автоматики (КБХА)
им. С.А. Косберга по заданию НПЦ им. М.В. Хруничева и по кон-
тракту с фирмой Pratt Whitney разрабатывает российский вариант
кислородно-водородного ЖРД, работающего по безгазогенера-
торной схеме, — двигатель РД-0146. Этот двигатель с тягой
Рп =100 кН конкурирует с уже летавшим кислородно-водородным
двигателем КВД-1 разработки Конструкторского бюро химическо-
го машиностроения (КБХМ) им. А.М. Исаева при решении вопро-
са об использовании одного из них в разгонном блоке КВРБ для
PH «Протон-М» и запроектирован в качестве маршевого двигателя
верхней ступени PH семейства «Русь-М» (см. § 6.2).
Из кислородно-водородных ЖРД, устанавливаемых на марше-
вые ступени PH, первым был двигатель J-2, созданный фирмой
Rocketdyne (США) в 1960 г. Этот двигатель был установлен на
второй и третьей ступенях PH «Сатурн-V».
Основные характеристики двигателя J-2
Тяга в пустоте кН........................... 1 000
Время работы двигателя /к, с................ 500
Удельный импульс тяги в пустоте Jy [ „, м/с. 4 280
Давление в камере сгорания ркс, МПа......... 5
Масса двигательной установки Мл_у, кг........ 1 590
Уширение сопла/’.............................. 27,5
Массовый секундный расход т, кг/с:
окислителя О2.............................. 212,0
горючего Н2................................. 38,4
Большое внимание уделено повышению надежности двигателя.
С этой целью из конструкции удалены потенциальные источники
аварий. Например, для исключения утечек компонентов топлива
повсеместно применяются сварные соединения. В целях разделе-
ния компонентов топлива на каждой камере использовано по два
ТНА (один для горючего, другой для окислителя). Горячий газ из
генератора, работающего на основных компонентах топлива, по-
151
дается сначала на турбину горючего, а затем на турбину окислите-
ля. Система с двумя ТНА позволяет гибко регулировать соотно-
шение компонентов в камере сгорания не только для обеспечения
одновременного опорожнения топливных баков, но и для обеспе-
чения заданного закона нарастания ускорения при полете ракеты с
точки зрения оптимизации нагрузок на конструкцию.
Безопасность работы ТНА и возможность гибкого регулирова-
ния соотношения компонентов не единственные причины такого
решения. Компоненты О2 и Н2 значительно отличаются по плотно-
сти, следовательно, оптимальные частоты вращения насосов окис-
лителя и горючего существенно различны. Целесообразным ока-
зывается делать раздельные ТНА для горючего и окислителя.
Двигатель многократного запуска может использоваться не
только как одиночный двигатель (третья ступень PH «Сатурн-V»),
но и в связке (вторая ступень той же ракеты). Он устанавливается
в карданном подвесе. Для регенеративного охлаждения сопла и
камеры сгорания применяется жидкий водород. Рабочее тело
пневмоавтоматики — гелий. Зажигание — электрическое.
Двадцать лет спустя, в 1980 г., в воронежском КБХА был со-
здан мощный кислородно-водородный ЖРД РД-0120 для PH
«Энергия».
Основные характеристики двигателя РД-0120
Тяга в пустоте кН........................... 2 000
Удельный импульс тяги в пустоте Уудп, м/с... 4 400
Использование метана в качестве горючего в ракетных
топливах. Сжиженный природный газ (СПГ), на 90 % и более со-
стоящий из метана, в некоторых случаях может оказаться конку-
рентом жидкому водороду и керосину в качестве горючего в ра-
кетных топливах. Природный газ неядовит, коррозионно-пассивен,
при оптимальном соотношении, сгорая в кислороде, образует эко-
логически чистые газообразные продукты, состоящие из водяного
пара и окиси углерода. Добыча СПГ обходится дешевле, чем кре-
кинг керосина или получение жидкого водорода.
Так как СПГ относится к криогенным горючим, в ракете его
удобно применять с жидким кислородом. Близость температур
хранения этих компонентов снимает многочисленные проблемы
при разработке баков, арматуры и двигательной установки. При
сгорании СПГ в кислороде выделяется меньше копоти, что важно
для ЖРД многократного включения. Метан может быть произве-
152
ден как побочный продукт переработки газов, получаемых из ре-
голита на Луне и Марсе, что делает это топливо предпочтитель-
ным для будущих марсианских и лунных экспедиций.
По плотности СПГ в 2 раза легче керосина, но в 6 раз тяжелее
водорода. Энергетическая ценность СПГ несколько выше, чем у
керосина, но значительно ниже, чем у водорода. Теоретический
удельный импульс топлива жидкий кислород — жидкий метан на
3...4% выше, чем топлива жидкий кислород — керосин, но на
25 % ниже, чем топлива жидкий кислород — жидкий водород. Ка-
кое из первых двух топлив предпочтительнее для конкретного ра-
кетного блока, можно выяснить, только проведя совместный бал-
листический и массовый анализ этого блока.
Прогресс в материаловедении и оптимальное проектирование
привели к созданию легких топливных баков, масса которых все в
меньшей степени влияет на общую массу конструкции. При за-
мене керосина сжиженным природным газом некоторое преиму-
щество в удельном импульсе тяги позволяет получить выигрыш в
приросте скорости ракеты за время работы такого блока. По сово-
купности свойств метан может найти применение как горючее в
ракетной технике, превосходя керосин и жидкий водород по стои-
мости и эксплуатационным характеристикам, но уступая водороду
по энергетике.
Исследование метановых ЖРД ведется по российско-
европейской программе Volga. Планируется создать двигатель с
тягой в пустоте более 2 000 кН и удельным импульсом тяги не ме-
нее 3 600 м/с. Возможно, два таких двигателя будут установлены
на первой ступени перспективной европейской ракеты-носителя
среднего класса с условным наименованием «Ариан-6», которая со
временем должна занять нишу между отечественной PH «Союз-
СТ» и «Ариан-5».
Использование трехкомпонентных двухрежимных двига-
телей в ракетно-космических транспортных системах. Важным
направлением дальнейшего развития ракетно-космической техни-
ки является разработка одноступенчатых возвращаемых ракетно-
космических транспортных систем. Как было показано ранее, оп-
тимальной для подобной системы будет работа двигательной
установки в двух режимах — сначала на плотных компонентах
(керосин — кислород), затем на топливе водород — кислород.
При наличии водорода на борту ракеты еще более рациональ-
ной является работа двигательной установки в первом режиме
153
(режиме максимальной тяги) на компонентах керосин — кисло-
род при добавке к ним водорода (3...6 % (мае.)), т. е. на трехком-
понентном топливе керосин — кислород — водород, с переходом
далее во второй режим (режим меньшей тяги) и на двухкомпо-
нентное топливо водород — кислород. При работе двигателя на
керосине добавка водорода существенно (до 20 %) повышает
удельную тягу.
Создание однокамерного, двухрежимного трехкомпонентного
ЖРД, устойчиво работающего во всех режимах, является слож-
нейшей технической задачей. Особые трудности при создании
экспериментального образца такого двигателя (РД-704 в НПО
«Энергомаш») были связаны с решением задачи газообразования
при сжигании в одной камере с использованием одной форсуноч-
ной головки трех компонентов топлива.
Основные характеристики двигателя РД-704
Режим I Режим II
Тяга в пустоте Р„, кН................... 2 000 1 620
Удельный импульс тяги в пустоте Jy ill, м/с 4 150 4 610
Давление в камере сгорания ркс, МПа..... 30 12
Реализация в рамках единой конструкции двух режимов рабо-
ты двигателя позволяет оптимизировать энергетические и мас-
согабаритные характеристики одноступенчатой ракетно-космичес-
кой транспортной системы.
5.6. Ракета-носитель «Сатурн-V»
«Сатурн-V» — трехступенчатая ракета-носитель (рис. 5.16),
предназначенная для осуществления американских пилотируемых
экспедиций на Луну по программе «Аполлон» в 1969-1972 гг.
Каждая экспедиция предусматривала доставку трех астронавтов на
орбиту Луны, высадку двух из них на ее поверхность и возвраще-
ние всех на Землю.
По этой программе было осуществлено шесть посещений Луны
(12 человек). На окололунной орбите побывало 24 астронавта.
В 1973 г. ракета-носитель «Сатурн-V» использовалась в двухсту-
пенчатом варианте для выведения на околоземную орбиту амери-
канской орбитальной станции Skylab. Всего PH «Сатурн-V» стар-
товала 13 раз.
Стартовая масса ракеты Мо = 2 820 т. Масса полезного груза,
выводимого на низкую геоцентрическую орбиту (в случае лунной
154
экспедиции это космический корабль «Аполлон»
вместе с третьей ступенью, баки которой непол-
ностью заполнены топливом), Мцл =130 т.
Блок первой ступени. В бак окислителя зали-
вается 1 400 т жидкого кислорода, в бак горюче-
го — 600 т керосина. Обечайки обоих баков име-
ют продольные подкрепления с Т-образным попе-
речным сечением. Нижняя часть бака горючего
для более равномерной раздачи усилий от двига-
телей выполнена с переменной толщиной стенки.
Широкие шпангоуты служат также гасителями
колебаний жидкости.
Наддув бака горючего осуществляется гелием,
который хранится в баллонах высокого давления,
размещенных в баке окислителя, а наддув бака
окислителя — газифицированным в теплообмен-
нике кислородом.
Двигательная установка блока скомплектована
из пяти двигателей F-1 с тягой по 6 800 кН. На
каждом из пяти двигателей имеются самостоятель-
ный ТНА и собственные топливные магистрали от
бака горючего и бака окислителя. Таким образом,
через бак горючего проходит пять тоннельных
труб. Центральный двигатель укреплен на раме
неподвижно, а четыре периферийных — на карда-
нах, связанных с той же рамой. Турбонасосные аг-
регаты укреплены на камерах сгорания, что обес-
печивает компактность монтажа и, главное, позво-
ляет избежать гибких сочленений трубопроводов,
находящихся под высоким давлением. Возмож-
ность поворота камер сгорания в двух плоскостях,
Рис. 5.16. Ра-
кета-носитель
«Сатурн-V»
а также автономность их питания компонентами топлива позволяет
управлять ракетой даже в случае отказа части двигателей в полете.
Для отделения блока первой ступени от корпуса ракеты ис-
пользуется восемь тормозных РДТТ тягой по 390 кН с временем
работы 0,66 с («холодное» разделение ступеней). Первая ступень
работает 150 с и выключается на высоте 67 км, сообщив ракете
скорость 2,38 км/с.
Блок второй ступени. Имеет длину около 25 м и тот же диа-
метр, что и блок первой ступени (10 м). Это кислородно-водород-
155
ная ступень. Во избежание чрезмерных потерь на испарение для
днища и обечайки водородного бака предусмотрена мощная, тол-
щиной до 40 мм, теплоизоляция из пенопласта, покрытая феноль-
ной пленкой. Обечайка водородного бака имеет «вафельную» кон-
струкцию, полученную фрезерованием из листа толщиной 51 мм
до 3,8 мм.
Наддув баков окислителя и горючего осуществляется газифи-
цированным кислородом и водородом соответственно.
Чтобы запустить двигатели второй ступени, после «холодного»
разделения ступеней необходимо «осадить» топливо к заборным
устройствам бака. Для этого служат специальные вспомогатель-
ные РДТТ, установленные в переходнике между первой и второй
ступенями. После их разделения переходник сбрасывается.
Силовая установка второй ступени имеет пять двигателей J-2 с
тягой в пустоте 1000 кН: один неподвижный в центре и четыре по
периферии, установленные в карданах. Двигательная установка
второй ступени работает около 390 с и выключается на высоте
186 км при скорости 6,88 км/с.
Блок третьей ступени (блок S-IVB). Так же как и вторая сту-
пень, это кислородно-водородный блок. На третьей ступени уста-
новлен всего один двигатель J-2 в карданном подвесе, но кроме
него имеется еще целая система твердотопливных и жидкостных
вспомогательных двигателей на высококипящих компонентах.
Они обеспечивают управление по крену, предпусковую осадку
топлива (дважды), ориентацию при перестыковке блоков на траек-
тории полета к Луне.
Основной двигатель J-2 включается дважды. Первый раз он
обеспечивает окончательное довыведение полезного груза на око-
лоземную орбиту и выключается, когда в топливных баках блока
топлива останется на 5,5 мин работы, т. е. почти 2/3 запасов топ-
лива. Второй раз двигатель включается для сообщения основному
блоку скорости (-10,8 км/с), необходимой для полета к Луне.
5.7. Ракета-носитель Н-1
Ракета-носитель Н-1 (рис. 5.17) предназначена для осущест-
вления советских пилотируемых экспедиций на Луну по про-
грамме Н1-ЛЗ в 1969-1973 гг. Каждая экспедиция предусматри-
вала доставку двух космонавтов на орбиту спутника Луны, вы-
садку одного из них на поверхность Луны и последующее
156
возвращение обоих на Землю. В задачу ракеты-носителя Н-1 вхо-
дил вывод лунного комплекса массой 95 т только на орбиту ИСЗ.
Дополнительная скорость, необходимая
для полета к Луне, сообщалась специаль-
ным блоком (блоком Г), входящим в со-
став лунного комплекса (рис. 5.18) .
В американской схеме полета к Луне эту
функцию выполнял кислородно-водород-
ный блок третьей ступени ракеты «Са-
турн-V» (блок S-IVB), включаясь по-
вторно на орбите ИСЗ.
Трехступенчатая ракета Н-1 выполне-
на по тандемной схеме с поперечным де-
лением ступеней, с подвесными сфериче-
скими топливными баками и многокамер-
ной двигательной установкой (ДУ) на
каждой ступени. Двигатели всех ступеней
работали на компонентах топлива кисло-
род — керосин. На первый взгляд такая
конструктивно-компоновочная схема ка-
жется архаичной. Часть решений в такой
схеме была вынужденной: Советский Со-
юз не имел в то время опыта создания
ЖРД с тягой более 2 000 кН.
Рис. 5.17. Внешние очертания и схема раке-
ты-носителя Н-1:
1 — двигательная установка системы аварийного
спасения; 2 — корабль ЛОК (11Ф93); 3 — корабль
7К-Л1А (11Ф92); 4 — уводимая часть головного
обтекателя; 5 — корабль ЛК (11Ф94); 6 — блок
коррекции и торможения; 7 — разгонный блок Г;
8 — основная часть головного обтекателя; 9 —
блок В третьей ступени PH; 10 — блок Б второй
ступени PH; // — переходная ферма между бло-
ками А и Б; /2 — блок А первой ступени PH; 13 —
решетчатый стабилизатор первой ступени; 14 —
двигательная установка блока А
*
Рисунок заимствован из газеты «Пропеллер» от 11.10.1991 г. Московского
авиационного института.
157
Рис. 5.18. Блоки ракеты-носителя Н-1
105 м
Кроме того, ведущая организация, занимавшаяся разработкой
ЖРД в нашей стране, — ОКБ-456 В.П. Глушко — вообще отка-
залась участвовать в этом проекте. Двигатели для всех трех ступе-
ней ракеты были сконструированы в КБ авиационного двигателе-
строения — ОКБ-276 Н.Д. Кузнецова, не имевшем ни опыта со-
здания ЖРД, ни экспериментальной базы для их отладки.
Подвесные сферические топливные баки — решение вполне
обоснованное: благодаря сферической форме их можно было сде-
лать наиболее легкими (при заданном объеме компонентов топ-
лива). Такие баки с жидким кислородом, имея минимальную
наружную поверхность, позволяли уменьшить массу теплозащиты
и тепловые потери кислорода.
Определенное соотношение компонентов топлива обусловило
соотношение диаметров баков горючего и окислителя 1:1,2. В ре-
зультате наружная несущая оболочка ракеты получилась кони-
ческой. Каркасная наружная оболочка воспринимала внешние
нагрузки, к ней крепились баки (бак Г впереди), двигатели и дру-
гие системы.
Как уже отмечалось в § 4.5, на первой ступени двумя концен-
трическими кольцами устанавливались 30 двигателей НК-15 с тягой
по 1 500 кН (6 на внутренней раме в центре и 24 снаружи, на внеш-
ней кольцевой раме диаметром более 14 м). Управление каждой из
трех ступеней по курсу и тангажу обеспечивалось путем дроссели-
рования одного из периферийных ЖРД при одновременном форси-
ровании противоположного ему двигателя, а по крену— с помо-
щью качающихся сопел, работающих на отработанном турбогазе.
Надежность двигательной установки достигалась резервирова-
нием одиночных ЖРД. Расчетное время работы двигателей первой
ступени составляло 110 с. Если один из ЖРД отказывал, специаль-
ная система контроля одновременной работы двигателей (КОРД)
автоматически отключала диаметрально противоположный ему
двигатель. Для компенсации потери тяги оставшиеся ЖРД должны
были работать большее время (168 с). Если отказали два двигате-
ля, оставшиеся 26 (при еще двух отключенных для симметрии ис-
правных ЖРД) нарабатывали 210 с.
Таким образом, выход из строя одиночных ЖРД не приводил к
катастрофическим последствиям и позволял выполнить постав-
ленную задачу.
На второй ступени носителя Н-1 были установлены восемь
НК-15В, на третьей — четыре НК-19, представляющие собой вы-
159
сотные модификации двигателя НК-15. Все двигатели работали по
замкнутой схеме — с дожиганием турбогаза в камере сгорания.
Ступени соединялись между собой переходными фермами,
обеспечивающими свободный выход газов при запуске двигателей
следующей ступени.
По такому показателю, как отношение массы полезного груза к
стартовой массе, ракета Н-1 является непревзойденной в классе
ракет, работающих на кислородно-керосиновых двигателях:
Л/П.г =3,2 % Л/о.
К марту 1964 г. ОКБ-1 С.П. Королева завершило разработку
основного комплекта конструкторско-производственной докумен-
тации по ракете Н-1. Три ее ступени при стартовой массе ракеты
2 820 т могли вывести на низкую околоземную орбиту 90 т полез-
ного груза. Изготовление носителя проходило на куйбышевском
заводе «Прогресс». Поскольку из-за своих больших габаритов в
сборе ракета была нетранспортабельна, то сварка баков, сборка
блоков и всей ракеты осуществлялись на космодроме, в монтажно-
испытательном корпусе. «Заготовок» было произведено на девять
ракет. Двигатели для ракеты изготавливались тоже в Куйбышеве
на заводе «Машиностроитель».
С февраля 1969 г. по ноябрь 1972 г. проходили летно-
конструкторские испытания (ЛКИ) ракеты. После первых двух
неудачных пусков в феврале и июле 1969 г. были проведены рабо-
ты по увеличению ресурса основных агрегатов ракеты, а также
увеличено количество их наземных испытаний до проведения
ЛКИ. Два года ушло на доработку систем и на ремонт стартового
комплекса, который был разрушен при втором пуске. В июле
1972 г. в ОКБ-276 приступили к созданию на базе НК-15 двигателя
многократного запуска со значительно увеличенным ресурсом
(ЖРД НК-33 и НК-43).
Третий запуск состоялся 27 июля 1971 г. Все 30 двигателей
первой ступени работали нормально, но с начала полета ракета
стала закручиваться по крену. К 15-й секунде крен достиг 145°,
команда аварийного выключения двигателей (АВД) сработала на
51-й секунде. Причина — неучтенные возмущающие моменты по
крену, вызванные несимметричным обтеканием сопел камер сго-
рания периферийных двигателей. К четвертому пуску ракета пре-
терпела значительные изменения, направленные на устранение
выявленных недостатков, в частности: для стабилизации по крену
были установлены новые двигатели, введена новая система управ-
160
ления полетом с помощью БЦВМ по командам ГСП, разработан-
ная в НИИ автоматики и приборостроения (НИИ АП).
Четвертый пуск (ракета № 7) состоялся 23 ноября 1972 г. Пер-
вая ступень отработала без замечаний до 106,9 с, однако за 7 с до
разделения ступеней произошло разрушение насоса на двигателе
№ 4, которое привело к ликвидации ракеты.
К пятому пуску, намеченному на IV квартал 1974 г., были со-
зданы и прошли все виды наземных испытаний многоресурсные
ЖРД НК-33 и НК-43. Двигатели были установлены на ракету без
переборки после стендовых огневых испытаний. Были проведены
все мероприятия по обеспечению живучести ракеты, предусмот-
ренные по результатам анализа предыдущих полетов. Однако пя-
тый пуск не состоялся. Назначенный в мае 1974 г. руководителем
ЦКБ экспериментального машиностроения (ЦКБЭМ), преобразо-
ванного в НПО «Энергия», академик В.П. Глушко своим приказом
все работы по теме Н1-ЛЗ прекратил. В декабре 1972 г. США за-
кончили лунную программу полетом космического корабля
«Аполлон-17», и политический интерес к программе Н1-ЛЗ у со-
ветских руководителей пропал. Несмотря на то что была проведе-
на гигантская работа и затрачены огромные средства (примерно
3,6 млрд руб.), производственный задел ракетных блоков, все обо-
рудование технического, стартового и измерительного комплексов
были списаны и уничтожены (кроме 96 двигателей семейства
НК-33, которые удалось сохранить). Единственным утешением
служит накопленный опыт, который был в полной мере использо-
ван при создании ракетно-космической системы «Энергия — Бу-
ран» и двигателей семейства НК-33, непревзойденных до наших
дней по своим основным характеристикам.
5.8. Использование РДТТ в качестве
«нулевой» (бустерной) ступени в ракетах-носителях
В середине 1960-х годов в США, а позднее и в Европе, появи-
лось большое количество ракет-носителей, в которых в качестве
стартовой ступени использовались РДТТ. К таким ракетам отно-
сятся PH семейства «Титан». В основе PH этого семейства лежит
модифицированный вариант МБР «Титан-П». Долгое время 54 ра-
кеты «Титан-11» входили в состав стратегических ракетных сил
США (АТо =148 т, Мил =3,17 т, АТ + аэрозин-50, шахтное бази-
рование). Ракета была снята с вооружения в 1987 г. Модифициро-
161
ванный вариант МБР «Титан-П» («Титан-СЛВ-5») имел увеличен-
ный запас топлива при тех же двигателях на обеих ступенях.
Ракета-носитель «Титан-ШС» представляет собой ракету «Ти-
тан-СЛВ-5» с ракетным блоком «Транстейдж» в качестве третьей
ступени и двумя стартовыми пятисекционными РДТТ (рис. 5.19).
При стартовой массе А7о = 630 т она могла вывести на круговую
орбиту высотой Н = 200 км полезный груз Мил =11,4 т, а на
ГСО— Л/пл =1,43 т.
Рис. 5.19. Ракета-носитель «Титан-ШС»:
/ — ракетный блок «Транстейдж»; 2 — баллистическая ракета «Титан-СЛВ-5»;
3 — стартовые ускорители (два РДТТ с тягой по 5 200 кН)
Твердотопливные двигатели включаются при старте ракеты.
Через 122 с они доставляют ракету на высоту 40 км и отбрасыва-
ются, после чего включаются жидкостные двигатели первой сту-
пени. Ракета-носитель «Титан-ШС» использовалась в основном
для запуска спутников военного назначения, в том числе спутника
Big bird обзорной и детальной разведки.
Ракета-носитель «Титан-1 ПЕ» представляет собой ракету «Ти-
тан-СЛВ-5» с ракетным блоком «Центавр». В этом блоке исполь-
зуются два двигателя RL-10, работающие на жидком кислороде и
жидком водороде. В качестве стартовой ступени используются те
же РДТТ, что и в ракете-носителе «Титан-ШС». При стартовой
массе А7() =640 т ракета-носитель «Титан-ШЕ» могла вывести на
круговую орбиту высотой Н = 200 км полезный груз МЦЛ =15 т, а
к планетам Солнечной системы — Мил =3,5 т.
Эта ракета-носитель использовалась для запуска космического
аппарата «Вояджер» к внешним планетам, а также для запуска
разведывательного спутника КН-11.
162
В качестве стартовой ступени РДТТ используются в ракетах-
носителях семейств «Тород — Аджена», «Ариан» и в китайских
ракетах (рис. 5.20).
Разрабатывается проект оснащения PH «Протон» (рис. 5.21)
твердотопливными ускорителями, для этого предполагается ис-
пользовать РДТТ от снимаемых с вооружения боевых твердотоп-
ливных ракет.
Рис. 5.20. Ракеты-носители Китайской народной республики
163
Рис. 5.21. Схема подвески твердотопливных ускорителей на первую
и вторую ступени ракеты-носителя «Протон»:
/ — космический аппарат; 2 — разгонный блок «Бриз-М»; 3 — ускоритель «То-
поль-2»; 4 — ускоритель «Тополь-1»
164
Преимущества использования РДТТ в качестве «нулевой»
ступени в PH:
• более низкая стоимость разработки и изготовления РДТТ (по
сравнению со стоимостью ЖРД);
• простота конструкции РДТТ, гарантирующая повышенную
надежность;
• возможность длительного хранения подготовленных к ис-
пользованию твердотопливных блоков;
• возможность использования принципа модульности. Для
каждой конкретной задачи PH можно подобрать необходимое ко-
личество твердотопливных ракетных блоков (или количество сек-
ций в блоках).
Реализовать рассматриваемую схему PH стало возможным
благодаря достижениям в области создания элементной базы для
системы управления, успешно работающей при повышенных
осевых перегрузках А7ЛДОц ракеты на участке выведения (до
(10... 12)g). При этом появилась возможность сократить продол-
жительность активного участка траектории /к, что способствует
снижению потерь скорости Дг>] на преодоление силы тяжести
при незначительном увеличении потерь Д^2 на преодоление си-
лы аэродинамического сопротивления. При сокращении /к, что-
бы сохранить суммарный импульс LJ, необходимо увеличивать
тягу Р. При неизменном типе топлива увеличить тягу можно
только за счет увеличения секундного расхода продуктов сгора-
ния. Реализовать большие секундные расходы т проще с помо-
щью РДТТ. Влияние увеличения осевой перегрузки показано на
следующей схеме:
/к xL => д^>1 xL, дV2 ? =^> л/ц.г Т
РТ = Ууд и р5гор Т, £</ = const.
Идея использования РДТТ в качестве бустерной ступени PH
могла быть воплощена только после создания секционных двига-
телей на смесевом топливе, позволяющих получить большую
площадь горения 5гор, а также после создания соплового аппарата
и работоспособных органов управления для крупногабаритных
РДТТ с большим временем работы.
W.r доп
165
5.9. Использование гибридных двигателей
в ракетных блоках
Под ракетным блоком с гибридным ракетным двигателем
(ГРД) понимают блок, в котором один из компонентов топлива
жидкий, а второй — твердый. В классическом варианте ГРД ис-
пользуется жидкий окислитель и твердое горючее (рис. 5.22).
Рис. 5.22. Принципиальная схема гибридного двигателя:
/ — окислитель; 2 — система подачи; 3 — горючее
Впервые ГРД разработки В.П. Глушко был использован в со-
ветской ракете ГИРД-09 в 1930 г. Двигатель работал на жидком
кислороде и загущенном бензине.
С 1985 по 1993 г. компания AMROC (American Rocket Со)
провела более 300 огневых испытаний ГРД с тягой от 455 Н до
1 134 кН на различном топливе. В конце 1980-х годов фирма раз-
работала проект легкой ракеты-носителя, которая могла выво-
дить на полярную орбиту до 1,5 т полезной нагрузки. В четырех-
ступенчатой ракете JZV-1 (рис. 5.23) использовалось 22 гибрид-
ных двигателя тягой по 320 кН. Первая ступень представляла
собой связку из 12 двигателей, смонтированных вокруг общего
бака жидкого кислорода, на трех верхних ступенях применялись
те же двигатели.
В наше время по технологии AMROC компания Space Dev
продолжает работы над созданием ГРД в широком диапазоне тяг:
от микроспутников для двигательных установок вторичных полез-
ных грузов до крупных ГРД, используемых в качестве силовых
установок стартовых ускорителей PH и даже для пилотируемых
космопланов.
Основные преимущества ГРД по сравнению с РДТТ —
возможность дросселирования тяги за счет регулирования подачи
окислителя, а также возможность многократного перезапуска в
полете. Наличие в составе двигательной установки жидкого ком-
понента позволяет организовать регенеративное охлаждение каме-
ры сгорания и сопла. Гибридные ракетные двигатели безопасны,
166
надежны, дешевы и экологически чисты. Гибридные топлива хра-
нятся при комнатной температуре.
Недостатками ГРД являются:
• сравнительно невысокий удельный импульс (при подборе со-
ответствующей топливной пары теоретический удельный импульс
в пустоте может составлять 3 100...3 150 м/с, практически достиг-
нутый — 2 800 м/с, что даже больше, чем у современных смесевых
твердых топлив);
• сравнительно высокое значение уд.у = М^у/Рц.
В связи с этим область применения ГРД — пер-
вые ступени (стартовые ускорители) и двигатель-
ные установки вторичных полезных грузов.
В известной степени недостатки ГРД окупаются
повышенной надежностью и безопасностью.
В США частная компания Virgin Golactic, возглав-
ляемая Б. Рутаном, завершает работу над проектом
Space Ship Two. Этот проект предусматривает со-
здание самолета-носителя и пяти туристских ко-
раблей для полета к границе атмосферы по субор-
битальной траектории. Первый полет должен был
состояться в 2010 г. Двухфюзеляжный самолет-
носитель, сделанный целиком из углерод-углерод-
ного композиционного материала, оснащен че-
тырьмя турбореактивными двигателями.
Туристский корабль (пилотируемый ракето-
план), оснащенный двумя гибридными двигателя-
ми, может брать на борт восемь человек (двух чле-
нов экипажа и шесть туристов). Отделение от само-
лета происходит на высоте 15... 18 км, после чего
ракетоплан разгоняется до скорости 4 000 км/ч и
поднимается на высоту 110... 120 км с помощью
своих ГРД. Пассажиры будут находиться в невесо-
мости 4,5...6 мин, после чего корабль вернется на
Землю. Максимальные перегрузки 6g(), продолжи-
тельность полета 2,5 ч. Стоимость «билета» на по-
лет 200 тыс. долл. В этом проекте впервые ГРД пла-
Рис. 5.23. Схема ракеты-носителя JZV-1 на гибридных
двигателях
167
нируется использовать на пилотируемом аппарате. В мае 2009 г.
были успешно проведены огневые стендовые испытания самого
большого в мире ГРД. В этом ГРД используется долгохранимая
экологически чистая топливная комбинация: жидкий окислитель —
закись азота N2O и твердое горючее — один из видов каучука.
В качестве окислителя закись азота наиболее предпочтительна
на пилотируемых аппаратах, поскольку она неядовита, легко хра-
нится и имеет высокую упругость паров (удобна в системе с «са-
монаддувом»). Окислителем могут быть также жидкий кислород и
перекись водорода.
Теоретически в качестве горючего можно использовать любое
твердое органическое вещество: «от автопокрышек до колбасы».
Наиболее часто применяют искусственный каучук и полиметил-
метакрилат (более известный как плексиглас).
Наиболее безопасной топливной парой являются каучук и за-
кись азота — эти компоненты не взрываются ни при каких обстоя-
тельствах.
Подача жидкого компонента в камеру сгорания может быть как
вытеснительная, так и турбонасосная. На рис. 5.24 представлена
одна из возможных схем ГРД с вытеснительной системой подачи
окислителя и с управлением вектором тяги с помощью впрыска
окислителя в раструбы сопел двигателя.
Трудности реализации ГРД связаны с трудностями организа-
ции рабочего процесса в условиях противонаправленных диффу-
зии и конвекции в тонком пограничном слое газа, движущегося с
большой скоростью.
Рис. 5.24. Конструктивная схема двигателя на гибридном топливе:
1 — пороховой аккумулятор давления; 2 — окислитель; 3 — устройство для
впрыска окислителя; 4 — заряд твердого горючего; 5 — устройство подачи окис-
лителя в камеру сгорания; 6 — система впрыскивания окислителя в сопло
для управления вектором тяги
168
Для обеспечения достаточной полноты сгорания в этих усло-
виях в конструкции создают специальные камеры дожигания, за
счет форсунок и распылительных головок организуют турбулиза-
цию газового потока. Иногда для этой же цели в состав твердого
горючего вводят некоторое количество окислителя (например,
перхлората аммония).
5.10. Разгонные блоки,
или межорбитальные транспортные аппараты
Разгонные блоки предназначены для сообщения дополнитель-
ной скорости полезному грузу, находящемуся в условиях космиче-
ского полета. В настоящее время целью около 80 % пусков являет-
ся выведение полезного груза на средние и высокие орбиты, из
них 3/4 — на геостационарную орбиту. Эту задачу целесообразно
разделить на две: одноразовый или многоразовый носитель
(МТКС) выводит полезный груз вместе с разгонным блоком на
низкую околоземную, так называемую опорную орбиту, а затем в
заданный момент при определенной ориентации космический бук-
сир сообщает полезному грузу дополнительную скорость.
Смысл такой схемы выведения заключается в следующем:
1) расширение «окон» для запуска аппаратов к Луне и плане-
там (старт с Земли в любое время, а с орбиты — в строго опреде-
ленное);
2) уменьшение ошибки участка выведения благодаря старту
с орбиты. Ориентация, момент старта, продолжительность рабо-
ты двигателя назначаются по фактическим параметрам опорной
орбиты;
3) разделение функций', для выведения на опорную орбиту ис-
пользуют стандартные транспортные средства (PH или МТКС), а
для перевода на стационарную, полярную орбиты, на траекторию
полета к Луне, к планетам — специально подобранный по энерге-
тическим возможностям разгонный блок. Поскольку в момент
старта разгонный блок уже находится на опорной орбите, то допу-
стима его малая тяговооруженность. Это открывает возможность
наряду с химическими ракетными двигателями использовать
ЭРД— электроракетные двигатели. Так же как и ЯРД, они отли-
чаются от других типов ракетных двигателей тем, что используют
источник энергии, независимый от рабочего тела двигателя. Уско-
рение рабочего тела осуществляется с помощью электрической
169
энергии, получаемой от солнечных батарей (солнечный ЭРД) или
от ядерного реактора (ядерный ЭРД).
Любой тип ядерной электрореактивной двигательной уста-
новки включает в себя четыре обязательных элемента:
• источник тепловой энергии (ядерный реактор);
• преобразователь тепловой энергии в электрическую;
• устройство для отвода части тепла, не преобразованного в
электрическую энергию, в окружающее пространство (холодиль-
ник-излучатель);
• устройство для создания реактивной тяги.
Устройства для создания реактивной тяги могут быть основа-
ны на разгоне до сверхвысоких скоростей рабочего тела (РТ),
нагретого электричеством (например, вольтовой дугой) до темпе-
ратуры 1 000...5 000 К в газодинамическом сопле (Эуд до 20 км/с).
В качестве РТ здесь используются вещества с малой молекулярной
массой — водород, аммиак, гидразин. Такие ЭРД называются
электротермическими. В другом типе ЭРД, электромагнитном.
рабочим телом является плазма любого вещества, разгоняемая за
счет силы Ампера в скрещенных электрическом и магнитном по-
лях (</уД до 60 км/с).
При таком высоком значении удельного импульса тяги ЭРД
позволяют в десятки раз снизить расход рабочего тела и создать
тягу, достаточную для выполнения задач, решаемых разгонными
блоками. Электроракетные двигатели — это двигатели малой тяги
(от десятков миллиньютонов до нескольких ньютонов). В услови-
ях невесомости и космического вакуума такой тяги вполне доста-
точно, чтобы перевести с орбиты на орбиту космический аппарат,
имеющий массу в несколько тонн. Из-за малой отбрасываемой
массы рабочего тела время непрерывной работы ЭРД измеряется
месяцами и годами. Их использование вместо химических ракет-
ных двигателей позволяет увеличить массу полезного груза за счет
уменьшения запасов рабочего тела на борту космического аппара-
та. Перевод КА с опорной орбиты на ГСО занимает несколько ме-
сяцев. Однако при этом каждый день работы ЭРД обеспечивает
прибавку к полезной нагрузке 0,5... 1,0 кг по сравнению с более
быстрым выведением груза с помощью ЖРД. Поскольку совре-
менный КА должен работать на орбите 10... 15 лет, то 100 дней,
необходимых для его выведения на ГСО с помощью ЭРД, окупа-
ются за счет прироста полезного груза или увеличения времени
активного существования на орбите. В настоящее время ЭРД ис-
170
пользуют главным образом для коррекции и поддержания точки
стояния на ГСО космических аппаратов связи. Кроме того, ЭРД
применяют для обеспечения перелета КА с опорной орбиты к
Луне, в качестве примера можно привести европейский КА Smartl,
автоматические межпланетные станции Down (США) и Hayabusa
(Япония), запущенные для исследования астероидов.
У нас в стране в 1980-х годах в ОКБ-1 под руководством
С.П. Королева был разработан проект и частично проведена по-
элементная отработка узлов и агрегатов ядерной энергетической
установки (ЯЭУ) с термоэмиссионным преобразователем тепловой
энергии в электрическую мощностью до 550 кВт. Эту ЯЭУ пред-
полагалось использовать в составе электрореактивной двигатель-
ной установки (рабочее тело — ксенон, сила тяги 26 Н, удельный
импульс тяги 30...40 км/с). В 1982 г. был разработан проект меж-
планетного буксира с такой электрореактивной двигательной
установкой. В связи с развалом Советского Союза эти проекты не
были реализованы.
Идеи, заложенные в межпланетный буксир, нашли свое разви-
тие в обоснованном предложении исследовательского Центра
им. М.В. Келдыша. В конце 2009 г. Центром был предложен ин-
новационный проект транспортно-энергетического модуля на
основе ядерной энергодвигательной установки (ЯЭДУ) мега-
ваттного класса. Пересмотру подверглись все элементы королёв-
ского проекта.
В энергетическом блоке ЯЭДУ предполагается использовать
ядерный реактор с элементами биологической защиты и принци-
пиально новый преобразователь тепловой энергии в электриче-
скую. Коэффициент полезного действия использованного в коро-
лёвском проекте термоэмиссионного преобразователя чрезвычай-
но мал. Для получения больших мощностей он непригоден, так как
нужны очень большая площадь катода-эмиттера и очень малень-
кий зазор между ним и пластиной-анодом. При нагреве катода до
1 500 К (при этой температуре начинается эмиссия электронов)
зазор исчезает и работа преобразователя прекращается.
Для мегаваттных мощностей в проекте предполагается исполь-
зовать турбомашинный преобразователь (рис. 5.25). Реактор 6
нагревает до температуры 1 500 К рабочее тело — инертный газ,
который вращает турбину (Т) 5, приводящую в действие генератор
(Г) 4. Генератор вырабатывает электрическую энергию, идущую
после преобразования переменного тока в постоянный на питание
171
Рис. 5.25. Схема ядерной энергодвигательной установки (ЯЭДУ):
/ — капельный холодильник-излучатель; 2 — теплообменник; 3 — компрессор; 4 — генератор; 5 — турбина; 6 — ядерный
реактор; 7 — преобразователь электрического тока
плазменных двигателей. Турбина 5 приводит в действие также
компрессор (К) 3, обеспечивающий циркуляцию рабочего тела по
замкнутому контуру.
В проекте предполагается и более эффективный отвод тепла в
окружающее пространство: используется капельный холодиль-
ник-излучатель 1 вместо традиционных радиаторов. В качестве
двигателей рассматриваются высокоэффективные (холловские)
сильноточные плазменные двигатели (СПД). Блок из десяти и
двух резервных СПД при электрической мощности ЯЭУ в 1 МВт
обеспечит тягу 70...90 Н, КПД 60 %, а удельный импульс тяги
14... 17 км/с (рис. 5.26).
Рис. 5.26. Вариант компоновки ЯЭДУ мощностью 1 МВт на многоразо-
вом межорбитальном буксире:
/ — полезная нагрузка; 2 — модуль ЭРД; 3 — капельный холодильник-
излучатель; 4 — ЯЭДУ в развернутом положении; 5 — блок СПД
Предложение Центра им. М.В. Келдыша было поддержано
правительством, и на его реализацию выделены средства. Предпо-
лагается, что создаваемую ЯЭУ будут использовать не только в
двигательных установках космических буксиров, но и в качестве
генератора электрической энергии для космических станций и ап-
паратов с высоким электропотреблением.
173
Общая схема использования космического буксира с ЯЭДУ
следующая: буксир вместе с полезным грузом с помощью ракеты-
носителя с ЖРД грузоподъемностью более 20 т выводится на кру-
говую орбиту высотой более 800 км с неработающим реактором.
Управляемая цепная реакция запускается только на орбите. Даль-
нейший разгон КА осуществляется с помощью ЭРД.
Благодаря применению ЯЭДУ в комбинации с двигательной
установкой большой тяги (ЖРД или РДТТ) можно будет осу-
ществлять ускоренные полеты к дальним планетам, быстро прео-
долевая радиационные пояса.
Для осуществления марсианской экспедиции на химических
двигателях необходимо собрать экспедиционный комплекс на низ-
кой околоземной орбите массой около 2 000 т. При использовании
ЯЭДУ масса комплекса уменьшится вчетверо.
Введение в эксплуатацию космического буксира с ЯЭДУ мега-
ваттного класса, возможно, позволит российской космонавтике
совершить революционный скачок в своем развитии, подобный
тому, который сделала авиация, перейдя от поршневых двигателей
к реактивным.
Проект транспортной космической системы с использованием
ЭРД представляется вполне реальным, если учесть последние до-
стижения в этой области.
В июне 2007 г. в США была запущена АМС Down («Рассвет»)
для исследования астероидов Веста и Церера. Аппарат со старто-
вой массой 1 217 кг был выведен на гелиоцентрическую орбиту с
помощью PH Delta-2. После тестирования всех систем аппарат
Down начал разгон с целью сближения с Вестой на электрореак-
тивной двигательной установке NSTAR. В состав ДУ входят три
плазменных ЭРД с регулируемой тягой в диапазоне 19...92 мН с
электропитанием до 2,3 кВт, получаемым через блок буферных
аккумуляторных батарей от двух пятисекционных солнечных ба-
тарей общей площадью 40 м~ при КПД 28 %, что позволяет снять
10 кВт на расстоянии 1 а. е. от Солнца и 1,4 кВт при приближении
к Церере.
Рабочим телом плазменных ЭРД является ксенон. Запас ксено-
на на борту АМС 425 кг. Удельный импульс тяги при максималь-
ном электропотреблении 2,3 кВт составляет 32 800 м/с.
За 620 суток работы двигателей израсходовано всего 165 кг
ксенона, что обеспечило прирост скорости аппарата на 4,3 км/с (на
июнь 2010 г. это рекорд по набору скорости на ЭРД малой тяги).
174
К концу восьмилетнего пребывания аппарата на орбите (его воз-
вращение на Землю планируется на февраль 2015 г.) суммарное
время работы двигателей составит 2 000 ч (т. е. почти 5,5 лет),
притом общий прирост скорости достигнет 11 км/с.
Следует подчеркнуть, что электропитание ЭРД в данном слу-
чае осуществляется исключительно от солнечных батарей, рабо-
тающих на значительном участке полета на большом расстоянии
от Солнца (2,5...2,9 а. е.), а не от ядерного реактора, как в разраба-
тываемом в нашей стране проекте ЯЭДУ.
Энергетические возможности разгонного блока оцениваются
запасом «характеристической скорости». Характеристической
скоростью vx называется идеальная скорость (без учета потерь),
которую блок может сообщить полезному грузу, имея на борту
определенный запас топлива. Продолжительность активных
участков траектории при межорбитальных перелетах РБ с ЖРД
или РДТТ мала по сравнению с продолжительностью пассивных
участков, поэтому гравитационными потерями при расчете по-
требной суммарной скорости vx в этом случае пренебрегают.
Для расчета потребных на перелет запасов топлива (А/т) в
первом приближении можно воспользоваться формулой Циолков-
ского:
^ц =^х =-7уД1пцк;
1
1пцк=——, цк
J уд
М-г = Мп - мк
Мп Мо
Мг = ц, Мп = Л/о (1 - Нк) = Мп
мк
Мп ’
Начальная масса разгонного блока (Л/о) практически соответ-
ствует грузоподъемности (Л/,,.,) ракеты-носителя. Топливом
(7уд) для двигателя РБ задаются.
При точном определении требуемых запасов топлива необхо-
димо учитывать также затраты топлива на ориентацию, стабилиза-
цию и управление движением РБ.
175
В зависимости от назначения разгонный блок может обеспе-
чивать приращение скорости от нескольких сотен метров до не-
скольких километров в секунду. Например, МТКС «Спейс
Шаттл», используемый как космический буксир, имея на борту
11 т топлива, обладает запасом характеристической скорости
около 300 м/с, из них 45 м/с расходуется на довыведение корабля
на околоземную орбиту после сброса топливного бака, а 150 м/с
необходимо зарезервировать для тормозного импульса при сходе
с орбиты. Около 100 м/с остается на орбитальное маневриро-
вание.
Вывод космических аппаратов ракетой-носителем «Протон»
с разгонным блоком «Бриз-М» с Байконура на ГСО осуществля-
ется по 2,5-витковой баллистической схеме продолжительностью
9 ч 1 мин (рис. 5.27). При этом двигатель этого РБ должен вклю-
чаться 5 раз и обеспечивать при этом суммарный прирост скоро-
Рис. 5.27. Работа разгонного блока «Бриз-М» при выводе космического
аппарата «Радуга-1М» на ГСО
176
сти Аг? = 5 246 м/с. Для размещения необходимого запаса топлива
(АТ + НДМГ) в конструкции РБ предусмотрен дополнительный
топливный бак (ДТБ), который опорожняется после третьего
включения и сбрасывается. Четвертое включение и увод РБ осу-
ществляются за счет топлива, находящегося в основных баках. Та-
ким образом, характеристическая скорость основного блока (РБ
«Бриз-М», см. рис. 2.15) равна 2 304 м/с.
Разгонные блоки со сбрасываемым после опорожнения до-
полнительным топливным отсеком называют полутораступен-
чатыми.
К началу 2008 г. разгонный блок «Бриз-М» работал на орбите
26 раз. Зафиксировано два отказа (надежность блока 0,917).
В некоторых случаях, чтобы сократить запас характеристиче-
ской скорости, РБ используется только для перевода КА с опорной
орбиты на переходную к геостационарной (наклонение 0°, перигей
~8 500 км, апогей ~35 000 км), а для перевода на ГСО в определен-
ную точку стояния применяется собственная двигательная уста-
новка КА. Запас характеристической скорости может использо-
ваться также и для оценки энергетических возможностей разгон-
ных блоков с ЭРД. При этом необходимо учитывать следующие
обстоятельства: так как силы тяготения в этом случае часто пре-
вышают силы тяги, гравитационными потерями пренебрегать
нельзя, тем более, что для разгонных блоков с ЭРД время активно-
го участка полета в пределе может быть равно времени полета.
К межорбитальным транспортным аппаратам (МТА) можно
отнести также индивидуальные реактивные аппараты для переме-
щения космонавтов в открытом космосе в целях выполнения мон-
тажных работ. Здесь также энергетические возможности аппарата
определяются запасом характеристической скорости, т. е. суммар-
ным приращением скорости, которое можно получить, израсходо-
вав весь запас рабочего тела (обычно сжатого газа). У советского
аппарата СПК 21 КС характеристическая скорость равна 30 м/с,
у американского MMU — 24,4 м/с.
Особенности конструкции разгонных блоков обусловлены
особенностями их использования.
1. Автономность использования РБ требует наличия на нем
собственных служебных систем', навигации, управления, энерго-
обеспечения и др.
2. Двигательная установка РБ должна иметь двигатели ориен-
тации и стабилизации, обеспечивающие определенное положение
177
блока в пространстве перед каждым включением маршевого дви-
гателя.
3. Двигатели РБ должны включаться после длительного нахож-
дения в условиях космического пространства (вакуум, тепловой
режим, невесомость). В разгонных блоках, презназначенных для
длительного пребывания на орбите, приборный отсек должен быть
снабжен специальной системой обеспечения терморегулирования
(СОТР). При использовании РБ только для довыведения на орбиту
и выведения космического аппарата на отлетные траектории или
на ГСО достаточно экранно-вакуумной теплоизоляции и теплоза-
щиты ответственных элементов РБ.
Наиболее простым способом решения вопроса о запуске двига-
теля в невесомости является применение РДТТ. В США разрабо-
тано семейство разгонных блоков с использованием РДТТ в каче-
стве двигательной установки под названием IUS (Inertial Upper
Stage — инерциальная верхняя ступень). Эти блоки использова-
лись для запуска из грузового отсека «Спейс Шаттл» полезных
грузов с низкой орбиты, на которую их доставляет МТКС, на от-
летные траектории.
При запуске ЖРД в невесомости возникают проблемы. Сво-
бодная поверхность жидкости в баках ракетных блоков при посту-
пательном невозмущенном полете и работающем двигателе уста-
навливается перпендикулярно вектору перегрузки. При нулевом
угле атаки свободная поверхность жидкости в баках будет перпен-
дикулярна оси ракеты (какой бы угол тангажа ни был!). Заборные
устройства в этом случае располагают в центре нижнего днища
бака, что обеспечивает надежный запуск двигателя и минималь-
ный незабор топлива в конце его работы. В условиях невесомости
жидкий компонент топлива, находящийся в баке, где кроме него
есть еще и газообразная среда, под действием поверхностных сил
натяжения перестает соприкасаться со стенками бака и, окружен-
ный газом, занимает в баке неопределенное место. Поскольку в
невесомости исчезают понятия «верх» и «низ», заборное устрой-
ство бака в момент запуска может быть оголено.
Наиболее распространенным способом осадки топлива к за-
борным устройствам баков и создания начального давления для
насосов при турбонасосной системе подачи является использова-
ние специальных двигателей для создания небольших перегрузок
(пх =0,001...0,002) перед включением основного двигателя. Это
могут быть или РДТТ (блок Л), или ЖРД с вытеснительной систе-
178
мой подачи, входящие в СОЗ — систему обеспечения запуска.
В некоторых разгонных блоках функции системы СОЗ выполняют
двигатели системы ориентации (блок ДМ).
При использовании ЖРД с вытеснительной системой подачи
компоненты топлива в баках должны быть отделены от газа разде-
лительным устройством. Это может быть упругая диафрагма или
подвижное сильфонное днище, эластичные надувные мешки или
поршни.
На разгонном блоке «Бриз-КМ», на орбитальном самолете
МТКС «Спейс Шаттл» и на многоразовом орбитальном корабле
«Буран» для осадки топлива в условиях невесомости использованы
так называемые капиллярные заборные устройства. Капиллярное
заборное устройство представляет собой пространственный
трубчатый коллектор (ферму), размещенный в нижней части ба-
ка, отделенной от остального бака промежуточным днищем с
гидрозатвором. На перфорированные трубки коллектора намота-
на мелкоячеистая сетка, ячейки которой являются капиллярами,
не пропускающими газ внутрь трубки. Коллектор соединен тру-
бопроводом с ТНА, в который при любых эволюциях РБ посту-
пает только жидкий компонент топлива. Капиллярная система
удерживает в зоне заборного устройства бака определенное ко-
личество топлива, достаточное для одного запуска двигателя. Пе-
ред каждым последующим запуском эта зона пополняется необхо-
димым запасом топлива под действием инерционных сил в про-
цессе предшествующего активного маневра.
4. Перспективные разгонные блоки должны использоваться
многократно после дозаправки топливом, например, на орби-
тальной станции.
В РКК «Энергия» разработан проект космической системы, в
которой задействован разгонный блок многоразового использова-
ния под названием «Паром». Он предназначен для многоразовой
транспортировки на МКС грузовых контейнеров, доставляемых на
опорную орбиту ракетами-носителями «Союз-2» и «Протон».
Основные характеристики «Парома»: Л/о =12,5 т; автоном-
ность полета 180 сут; двигатели работают на долгохранимом топ-
ливе, электроснабжение — солнечные батареи; два активных сты-
ковочных узла (один для стыковки с МКС, второй для стыковки с
грузовым контейнером). Постоянное место базирования — МКС,
там же дозаправка топливом.
179
Понятие «разгонный блок» появилось только после ввода в
эксплуатацию МТКС «Спейс Шаттл», хотя верхние ступени неко-
торых ракет-носителей и до этого времени выполняли функции
разгонных блоков, например блок Л на ракете «Молния», блок Д
на ракете «Протон», блок S-1VB на ракете «Сатурн-V». (Блок
S-1VB сначала участвовал в довыведении полезного груза на гео-
центрическую орбиту, выключался, а затем использовался вторич-
но для старта с орбиты уже как разгонный блок.)
В настоящее время разгонные блоки являются самостоятель-
ным направлением в ракетной технике. Разработаны проекты, не-
которые из них реализованы, и разгонные блоки успешно исполь-
зуются на российских ракетах-носителях («Бриз», «Бриз-М»,
«Корвет», «Фрегат» (см. далее рис. 6.10) и др.).
Одним из основных требований к разгонным блокам для пер-
спективных ракет является использование в них экологически чи-
стых компонентов топлива (О2 + Н2; О2 + Т1). Так, КБ «Южное»
для PH «Зенит» создало свой разгонный блок на высококипящих
компонентах (АТ + НДМГ), преимущество которых заключается в
возможности длительного хранения. (КБ «Южное» имело опыт
создания на этих компонентах блоков для боевых ракет.) В 1988—
1989 гг. велись переговоры о создании в Австралии космодрома
для запуска PH «Зенит». Австралийское правительство с самого
начала переговоров запретило использование токсичных компо-
нентов на своей территории. Остался блок ДМ, работающий на
переохлажденном жидком кислороде и керосине. По этой же при-
чине на «Морском старте» используется PH «Зенит» с блоком ДМ.
Научно-производственный центр им. М.В. Хруничева, имею-
щий опыт создания кислородно-водородного разгонного блока
(КВРБ-1) для индийской ракеты-носителя, обнародовал свои но-
вые наработки кислородно-водородных разгонных блоков, по-
строенных на базе двигателя РД-0146 (рис. 5.28). Основные харак-
теристики этих блоков приведены в табл. 5.1.
Разгонный блок Л (рис. 5.29) является четвертой ступенью
PH «Молния» и предназначен для перевода полезного груза с про-
межуточной орбиты с высотой перигея 200...250 км и с высотой
апогея 400...700 км, на которую он выводится тремя первыми сту-
пенями PH, на отлетную траекторию. Конструктивно он состоит из
блока торовых топливных баков (/ иЗ), соединенных между собой
цилиндрической обечайкой, приборного отсека 2 и маршевого
двигателя 4.
180
10 м
Рис. 5.28. Проекты кислородно-водородных разгонных блоков на базе
двигателя РД-0146:
а — КВСК; б — КВТК; в — КВРБ для PH «Ангара-7П»; г — КВРБ для PH
«Амур-5»
Таблица 5.1
Основные характеристики кислородно-водородных блоков
НПЦ им. М.В. Хруничева
Характеристика КВСК КВТК КВРБ для PH
«Ангара-7П» «Амур-5»
Начальная масса с проставкой, т 14,16 24,25 29,57 90,0
Рабочий запас топлива, т 10,73 19,6 24,5 76,5
Конечная масса РБ, т 2,63 3,27 3,75 9,1
Масса полезного груза, т:
на ГСО 2,5 5,7 7,5 30,0
на траектории к Луне 4,6 10,0 14,0 40,0
Стартовая масса блока Л7о=4,9 т. Маршевый ЖРД (11ДЗЗМ)
однокамерный, с турбонасосной системой подачи, выполненный
по схеме с дожиганием окислительного газа, работает на жидком
кислороде и керосине с коэффициентом соотношения компонен-
тов 2,54. Двигатель закреплен в карданном подвесе, что позволяет
управлять полетом блока по тангажу и курсу. Для управления по
181
Рис. 5.29. Принципиальная схема
блока Л:
/ — торовый бак окислителя; 2 —
приборный отсек; 3 — торовый бак
горючего; 4 — маршевый двигатель
крену используются сопла, ра-
ботающие на газе, вырабатыва-
емом специальным газогенера-
тором. Этот же газ используют
для наддува бака горючего. Бак
окислителя наддувают кисло-
родом, предварительно газифи-
цированным в теплообменнике.
Тяга двигателя в пустоте
Ри =6,86 тс, удельная тяга
кгс
ручп =342 ---, давление в ка-
кг/с
мере сгорания рк.с=5,4МПа,
время работы /к = 200 с.
Блок обеспечения запуска
(БОЗ) двигателя в условиях
космического полета включает
в себя переходную ферму, соединяющую блоки Л и И, на которой
установлены два твердотопливных двигателя, предназначенных
для создания начальной перегрузки перед включением маршевого
двигателя блока Л. На этой же ферме крепят элементы системы
стабилизации, которая функционирует на этапе пассивного полета
блока Л по промежуточной орбите и в процессе запуска маршево-
го двигателя. Исполнительными органами системы стабилизации
являются сопла, сблокированные с электропневмоклапанами.
Время пассивного стабилизированного полета по промежуточной
орбите может составлять до 50...60 мин. После запуска маршевого
двигателя и достижения им 75 % номинальной тяги ферма БОЗа
отделяется от блока Л. При достижении расчетной скорости мар-
шевый двигатель блока выключается, и космический аппарат от-
деляется от блока Л. Блок Л уводится с траектории движения кос-
мического аппарата.
Многофункциональный разгонный блок Д комплекса Н1-ЛЗ
разрабатывался в рамках лунной пилотируемой программы. Этот
блок должен был обеспечить две коррекции траектории перелета
Земля — Луна, выдачу тормозного импульса для перевода лунного
комплекса на орбиту искусственного спутника Луны, две-три кор-
рекции этой орбиты и, наконец, выдачу тормозного импульса для
182
гашения орбитальной скорости пилотируемого посадочного ко-
рабля перед его прилунением.
На блоке Д комплекса ЛЗ устанавливался двигатель 11Д58, ра-
ботающий на жидком кислороде и керосине с тягой в пустоте
8 500 кгс, удельной тягой в пустоте 342 JSEE Двигатель имел воз-
кг/с
можность семикратного включения в космических условиях. Для
создания перегрузки перед включением основного двигателя ис-
пользовалась автономная двигательная установка СОЗ с вытесни-
тельной системой подачи высококипящих самовоспламеняющихся
компонентов топлива (АТ + НДМГ). Две двигательные установки
СОЗ многократного запуска прикреплялись к нижнему днищу бака
горючего симметрично относительно продольной оси. Установки
СОЗ сбрасывались после запуска основного двигателя при его по-
следнем включении.
Сферический бак окислителя и торовый бак горючего, внутри
которого располагался двигатель, определяли габаритные размеры
блока Д. Сферическая форма бака обеспечивала уменьшение теп-
лового потока к компоненту (переохлажденный кислород с темпе-
ратурой до -193 °C). Бак закрывался экранно-вакуумной теплоизо-
ляцией.
Для обеспечения наиболее рационального забора горючего из
торового бака в условиях малой перегрузки было принято простое
решение — наклонить бак на 3°, что позволило иметь полностью
открытое заборное устройство, не загроможденное перемычками и
другими конструктивными элементами.
В 1965 г. началась разработка пилотируемого комплекса для об-
лета Луны. В состав комплекса входил модифицированный разгон-
ный блок Д. В этой модификации на двигательную установку СОЗ
дополнительно возлагалось выполнение следующих функций: ори-
ентация и стабилизация комплекса перед довыведением на орбиту
ИСЗ и при полете по этой орбите. Для решения этих задач в состав
двигательной установки СОЗ были введены дополнительные двига-
тели, создающие управляющие моменты по тангажу, крену и курсу.
Всего в период с 1967 по 1976 г. ракетой-носителем «Протон» с та-
кой модификацией блока Д было выведено на целевые орбиты
26 космических аппаратов — «Космос», «Зонд», «Луна», «Марс».
В начале 1969 г. был разработан разгонный блок ДМ
(рис. 5.30)— модификация блока Д для выведения на ГСО спут-
183
Рис. 5.30. Компоновочный чертеж разгонного блока ДМ (а) и его фотография в цехе сборки (б):
1 — приборный контейнер; 2 — бак окислителя; 3 — межбаковая ферма; 4 — средний переходник; 5 — бак горючего;
6 — жидкостный ракетный двигатель 11Д58М; 7 — блок обеспечения запуска; 8 — нижний переходник
ников связи и телевидения. В этой модификации блок был осна-
щен самостоятельной системой управления, расположенной в гер-
метичном приборном отсеке торовой формы, в котором также
размещалась аппаратура телеметрии и командной радиолинии.
Приборный отсек был установлен на специальной ферме над
баком окислителя и имел систему терморегулирования. На блоке
был установлен также модифицированный двигатель 11Д58М
(рис. 5.31).
Рис. 5.31. Первый в мире жидкостный двигатель замкнутой схемы
11Д58М с многократными запусками в полете
185
Блок ДМ может использоваться как с приборным отсеком, так
и без него, поскольку аппаратура управления двигательной уста-
новкой представляет собой отдельный модуль, расположенный вне
приборного отсека. Разгоный блок имеет сухую массу 3 420 кг
(в том числе массу отделяемых в полете элементов 1 090 кг), за-
правляемый запас компонентов топлива 15 050 кг, тягу двигателя
к гс
11Д58М в пустоте 8 550 кгс; удельную тягу (в пустоте) 361-.
кг/с
Всего за период с 1974 по 1995 г. ракетой-носителем «Протон»
с блоком ДМ было выведено на орбиты 153 космических аппарата.
Разгоный блок ДМ нашел применение и в программе «Морской
старт» в качестве третьей ступени ракеты «Зенит». С 1967 по
2007 г. блок ДМ выводился на орбиту 280 раз. Зафиксировано
12 отказов (надежность блока 0,957).
5.11. Многоразовые транспортные космические системы
Основная идея создания МТКС — снижение стоимости косми-
ческих исследований за счет многократности использования, воз-
можности возвращения на Землю преждевременно вышедшего из
строя полезного груза для ремонта, модификации и повторного
использования.
Многоразовая космическая система может решать и ряд спе-
цифических задач: инспекция, ремонт и сборка на орбите автома-
тических станций, ДОС, доставка экипажей на ДОС. Работа сов-
местно с разгонными блоками позволяет использовать МТКС для
выведения полезных грузов на высокие орбиты и отлетные траек-
тории. При создании МТКС пришлось решать ряд новых, как пи-
шет в своей книге «Основы техники ракетного полета» В.И. Фео-
досьев, «высших по трудности задач». К числу таких задач отно-
сятся: создание тепловой защиты орбитального самолета от
нагрева при входе в атмосферу, создание ЖРД не только с высо-
кими энергетическими характеристиками, но и с уникальным ре-
сурсом работы и высокой надежностью, обеспечение аэродинами-
ческой устойчивости спускаемого аппарата в диапазоне скоростей
от первой космической (v\ = 27М, где М — число Маха) до скоро-
сти аэродромной посадки.
В США с 1952 г. велись работы по созданию транспортных
космических систем многократного использования. Разрабатыва-
лась идея многорежимного самолета, который должен был выво-
186
диться в космос и возвращаться в атмосферу, маневрировать и
приземляться как обычный самолет (суборбитальные самолеты
«Дайна Сор», X-15, поднимавшиеся на высоту до 95 км). Однако
практическая реализация частичной многоразовости в США стала
возможна только при создании МТКС «Спейс Шаттл», первый по-
лет которой состоялся 12 апреля 1981 г., а в СССР — при создании
МТКС «Энергия — Буран», единственный успешный полет кото-
рой состоялся 15 ноября 1988 г. (рис. 5.32).
Рис. 5.32. Многоразовые транспортные космические системы «Спейс
Шаттл» (слева) и «Энергия — Буран» (справа)
187
Космический челнок «Спейс Шаттл». Проектировалась
МТКС «Спейс Шаттл» для 50-100-кратного выведения на орбиту
полезного груза. Масса полезного груза, выводимого на круговую
опорную орбиту в восточном направлении с углом наклона орбиты
28,5° с мыса Канаверал, составляет 29,5 т, а масса полезного груза,
выводимого на эту же орбиту, но в западном направлении с базы
Ванденберг, — 15,5 т. Масса полезного груза, возвращаемого на
Землю, 14,5 т. Стартовая масса МТКС около 2 000 т.
Основными частями МТКС «Спейс Шаттл» являются:
• орбитальный самолет;
• топливный отсек;
• два многосекционных твердотопливных двигателя (РДТТ).
Корабль двухступенчатый (строго говоря, больше чем двух-
ступенчатый, так как окончательное довыведение корабля на ор-
биту осуществляется с помощью двигателей маневрирования и
запасов топлива, расположенных на самом самолете), выполнен по
пакетной схеме с боковым расположением полезного груза (если
орбитальный самолет считать полезным грузом).
Первая ступень — весь корабль целиком при одновременной
работе двух РДТТ и трех основных двигателей, расположенных на
орбитальном самолете и питаемых топливом, находящимся в цен-
тральном топливном отсеке.
Вторая ступень — орбитальный самолет при работе трех ос-
новных двигателей, расположенных на самолете и питаемых из
центрального топливного отсека.
Блок первой ступени — два возвращаемых многосекционных
РДТТ. Тяга каждого из них около 1 400 тс. Масса РДТТ без топли-
ва около 70 т. Масса заряда смесевого твердого топлива около
510 т. Таким образом, масса одного снаряженного РДТТ 580 т.
На каждом двигателе в качестве органов управления использу-
ется одно поворотное сопло. Кроме того, РДТТ снабжены вспомо-
гательными двигателями для увода их от блока второй ступени по
окончании работы (через 123... 125 с после старта), а также пара-
шютной системой спасения этих блоков.
Корпуса РДТТ рассчитаны на 10-20-кратное использование
после восстановительного ремонта.
Блок второй ступени — орбитальный самолет вместе с невоз-
вращаемым топливным отсеком. Сухая масса орбитального само-
лета 68 т, стартовая масса с максимальным полезным грузом около
110 т. Три основных жидкостных ракетных двигателя смонтирова-
188
ны на орбитальном самолете, а запас топлива (600 т кислорода и
100 т водорода в жидком состоянии) находятся в топливном отсеке
одноразового использования. Масса топливного отсека, выпол-
ненного из алюминиевого сплава, около 40 т, длина 46 м, диаметр
8,4 м. Кислородно-водородные двигатели за один пуск работают
около 8 мин, имеют общий ресурс около 7,5 ч. Высокое давление в
камере сгорания (около 21 МПа) позволило получить высокое зна-
кгс
чение удельной тяги — 452----. Тяга каждого двигателя 200 тс.
кг/с
Кроме основных двигателей, орбитальный самолет снабжен еще
двумя ЖРД маневрирования (тягой по 2,7 тс) и 38 ЖРД ориента-
ции и стабилизации (каждый тягой по 400 кгс), работающих на
монометилгидразине и азотном тетраоксиде (АТ). Топливо для
этих 40 двигателей находится в баках, расположенных в хвостовой
части фюзеляжа самолета. Масса топлива около 11 т. Корпус са-
молета покрыт специальной теплозащитой.
На орбитальном самолете расположены также кабина экипажа,
рассчитанная на пять человек, объемом 71 м3 и негерметичный
грузовой отсек размером 18x4,6 м. Энергетическая установка
мощностью 14 кВт — на кислородно-водородных топливных эле-
ментах. Самолет снабжен пятью БЦВМ, двухгазовой системой
жизнеобеспечения при давлении 1 атм. Для проведения работ в
открытом космосе предусмотрен манипулятор, а также индивиду-
альная реактивная установка.
Схема полета МТКС «Спейс Шаттл» такова. Вертикальный
старт, при этом одновременно работают два РДТТ и три ЖРД ор-
битального самолета. На высоте 47 км при скорости 1,4 км/с спу-
стя — 125 с после старта, когда все топливо в РДТТ выгорает, кор-
пуса РДТТ с помощью вспомогательных двигателей отводятся от
топливного отсека и спасаются на парашютах, падая в океан при-
мерно в 250 км от старта при скорости приводнения около 26 м/с.
Жидкостный ракетный двигатель продолжает работать и через
8 мин после старта на высоте 113 км, когда до первой космической
скорости не достает 45 м/с, сбрасывается топливный отсек, кото-
рый, продолжая полет по баллистической траектории, разрушается
при входе в атмосферу. Осколки падают в океан. Приблизительно
на 1,5 мин включаются ЖРД маневрирования, что обеспечивает
доразгон орбитального самолета до первой космической скорости
на орбите с высотой перигея /7пер = 90 км и высотой апогея //ап =
= 185 км. На втором витке в апогее ЖРД маневрирования включа-
189
ются второй раз и выводят орбитальный самолет на круговую ор-
биту высотой 185 км.
После окончания работ на орбите скорость орбитального са-
молета частично гасится с помощью ЖРД маневрирования, по-
следующее торможение происходит за счет аэродинамических
сил и регулирования угла атаки — угла между осью корабля и
направлением его движения. На высоте 45 км он составляет 30°.
Регулирование угла атаки при спуске орбитального самолета
позволяет ограничить осевые перегрузки и уменьшить тепловой
поток к теплозащите самолета. Время спуска с орбиты на Землю
составляет около 50 мин. Орбитальный самолет заходит на по-
садку с высоты около 3 км при скорости около 370 км/ч без ис-
пользования двигателей. За счет аэродинамических плоскостей
возможно маневрирование на полосе шириной ±2 000 км в лю-
бую сторону относительно курса. Максимальная длина пробега
около 3 км.
Космическая система «Энергия — Буран». Двухступенчатая
ракета-носитель «Энергия» предназначена для вывода на низкую
орбиту полезного груза массой до 100 т. В качестве полезного гру-
за могут быть как автоматические аппараты различного назначе-
ния и различных габаритов, так и многоразовый пилотируемый
корабль «Буран» (см. рис. 5.32). Ракета-носитель выполнена по
пакетной схеме, с боковым расположением полезного груза. Стар-
товая масса всей системы около 2 300 т.
Основными частями МТКС «Энергия — Буран» являются:
• центральный блок;
• боковые блоки;
• орбитальный самолет «Буран» либо невозвращаемый автома-
тический космический аппарат.
Диаметр центрального блока 7,75 м, длина 58,7 м, основные
части — топливный отсек и двигательная установка. Топливный
отсек, выполненный из алюминиевого сплава, включает в себя
кислородный и водородный баки. Двигательная установка состоит
из четырех однокамерных кислородно-водородных двигателей
РД-0120 с тягой 145 тс у Земли и 190 тс в пустоте. Двигатели име-
ют увеличенный ресурс работы и снабжены системой диагностики
для повышения безопасности полета.
Боковые блоки — четыре унифицированных блока диаметром
3,9 м и длиной 35 м. В каждый блок входят топливный отсек и
двигательная установка. Двигательная установка каждого блока
190
состоит из четырехкамерного кислородно-керосинового двигателя
РД-170 с тягой у Земли 740 тс.
Боковые блоки сгруппированы по два в пакет, и каждый пакет
соединен с центральным блоком силовыми связями. В перспективе
предусмотрена система спасения блоков с помощью парашютов и
двигателей мягкой посадки.
Орбитальный самолет «Буран» по габаритам и устройству по-
хож на орбитальный самолет «Спейс Шаттл». Отличие заключает-
ся в отсутствии на нем основных двигателей. Два двигателя орби-
тального маневрирования тягой по 8,7 тс, так же как и располо-
женные на орбитальном самолете двигатели стабилизации и
ориентации, работают на жидком кислороде и керосине, храня-
щихся в баках на борту самолета. На участке выведения в качестве
источника энергии для обеспечения систем двигательной установ-
ки и орбитального самолета используется газотурбинная установ-
ка, а во время орбитального полета и спуска — кислородно-
водородные топливные элементы.
Первая ступень — вся космическая система при одновремен-
ной работе всех двигателей центрального и боковых блоков. Все
двигатели запускаются у Земли, но центральный блок плавно ре-
гулирует тягу при запуске и выключении двигателей. Суммарная
тяга всех двигателей у Земли 3 540 тс. Управление движением и
стабилизация в полете осуществляется качанием основных двига-
телей центрального блока и камер сгорания двигателей боковых
блоков.
Вторая ступень — центральный блок при работе его двигате-
лей после выгорания топлива боковых блоков и их увода с помо-
щью вспомогательных двигателей от центрального блока. Так же
как и на «Спейс Шаттле», довыведение полезного груза (орби-
тального самолета «Буран» либо автоматического космического
аппарата) на орбиту осуществляется за счет работы двигателей,
расположенных на полезном грузе (у орбитального самолета «Бу-
ран» с помощью двигателей орбитального маневрирования).
Кроме орбитального корабля и ракеты-носителя, в состав ком-
плекса входило большое количество систем и служб, обеспечива-
ющих подготовку, старт, управление полетом и посадкой.
Для проверки работы всех этих систем 15 мая 1987 г. был осу-
ществлен пробный пуск ракеты-носителя с макетом груза вместо
корабля. Ракета отработала нормально. Штатный пуск 15 ноября
1988 г. прошел более чем успешно.
191
Оценка конструктивно-компоновочных схем МТКС. Сама
идея многоразовых космических систем предусматривает необхо-
димость снабжения их соответствующими средствами спасения,
масса которых соизмерима с массой полезной нагрузки и даже
превосходит ее. Так, у МТКС «Спейс Шаттл» масса орбитального
самолета (68 т) более чем в 2 раза превышает массу полезного гру-
за (29,5 т). Таким образом, возможное уменьшение стоимости од-
ного пуска (по сравнению с одноразовыми PH) сопровождается
уменьшением массы полезной нагрузки. Возникает вопрос: что
выгоднее — одноразовая система, выводящая на орбиту больший
полезный груз, или многоразовая, но выводящая на орбиту полез-
ный груз меньшей массы?
Отечественная МТКС «Энергия — Буран» успешно решает
обе задачи. Универсальность МТКС «Энергия — Буран» достиг-
нута за счет размещения основных двигателей не на орбитальном
самолете, как это сделано в МТКС «Спейс Шаттл», а на централь-
ном блоке. Это дает возможность в случае необходимости исполь-
зовать ракету «Энергия» как одноразовую PH. В качестве по-
лезного груза в этом случае может выступать невозвращаемый
крупногабаритный космический объект массой до 100 т. Весовая
отдача здесь достигает 5 %. В то же время ракета «Энергия» в
комплектации с орбитальным самолетом «Буран», на борту кото-
рого находится полезный груз массой 29,5 т, может быть исполь-
зована и как многоразовая система. Здесь весовая отдача
около 1,5 %.
В МТКС «Спейс Шаттл» отношение массы полезной нагруз-
ки к массе всей системы составляет всего 0,8... 1,5 %, в то время
как у обычной ракеты-носителя это отношение равно 2...4 %
(УР-500).
Для того чтобы полностью спасти всю конструкцию МТКС и
при этом снизить удельную стоимость выведения, необходим еще
не достигнутый научно-технический уровень ракетно-космической
техники.
В настоящее время рентабельно спасать лишь часть конструк-
ции. Самый рентабельный объект спасения и повторного исполь-
зования — система управления: она относительно дорогая, легкая
и компактная, имеет большой ресурс, допускающий ее многократ-
ное использование. Стоимость двигателей также очень высока,
однако их масса и габариты значительно больше, чем у системы
управления, а ресурс меньше (без принятия специальных мер — на
192
один полет). Очевидно, их ресурс должен как минимум окупить
издержки по их спасению и в идеале должен быть доведен до ре-
сурса всей МТКС. Наименее рентабельным является спасение ба-
ков, которые, будучи дешевле двигателей, во много раз больше их
по габаритам и массе.
Сказанное в значительной мере объясняет ряд принципиаль-
ных решений, положенных в основу МТКС «Спейс Шаттл». Из
частей собственно ракеты-носителя этой системы многоразо-
выми являются: система управления орбитальной ступени, ис-
пользуемая также на участке довыведения, и три кислородно-
водородных двигателя, которые предполагается заменять через
каждые 50 пусков (орбитальная ступень рассчитана на 100 пус-
ков).
На практике оказалось, что поскольку двигатели работают на
пределе своих возможностей, они очень быстро изнашиваются и
существенно быстрее расходуют свой ресурс. Очень дорогое
«межполетное обслуживание» (регламентные работы по ракете и
двигателям) сокращает частоту пусков и увеличивает их стои-
мость. При проектировании планировали стоимость пуска
22,4 млн долл. К середине 1990-х годов один запуск обходился
уже в 500 млн долл, (первоначальная стоимость превышена в
20 раз). Запуск МТКС «Спейс Шаттл» с кораблем «Атлантис»
в мае 2009 г. для ремонта космического телескопа «Хаббл» обо-
шелся в 887 млн долл.
По сути, крылатая орбитальная ступень — это полезная
нагрузка ракеты-носителя и «обрамление» целевой полезной
нагрузки, которая в 3-6 раз меньше.
Многоразовыми (до 10 пусков) являются также ракетные бло-
ки первой ступени с твердотопливными двигателями. Их спасе-
ние существенно упрощается приводнением в океане. Однако эта
простота оборачивается значительными расходами на их поиск в
океане, транспортировку, восстановительный ремонт, а также на
дорогостоящее твердое топливо. В результате из первоначальной
стоимости в следующем пуске используется только около 10 %.
Использование РДТТ на первой ступени значительно (почти в
1,5 раза) ухудшает энергобаллистические характеристики МТКС
«Спейс Шаттл» по сравнению с жидкостным вариантом. Это ре-
шение было принято по соображениям надежности и из-за того,
что в США существовал задел по крупногабаритным РДТТ (по
воле случая именно РДТТ явился причиной гибели «Челленджера»
193
в январе 1985 г). Хотя эти блоки рассчитаны на многократное
применение, при эксплуатации «Спейс Шаттла» ни один из них не
был запущен дважды.
Таким образом, полезная нагрузка на орбите (даже для однора-
зовой PH) составляет не более 4...5% стартовой массы при ис-
пользовании самых перспективных топлив, конструктивно-
компоновочных схем, материалов и технологий и минимальных
запасов прочности. Очевидно, ввести за счет полезного груза сред-
ства спасения всех частей МТКС, включая баки, и получить при
этом выигрыш в удельной стоимости выведения — задача очень
сложная.
Учитывая, что ресурс космических аппаратов постоянно уве-
личивается, возвращать их с орбиты после 5...7 лет активного
существования явно нецелесообразно. Ремонт космического те-
лескопа «Хаббл» на орбите — единственная операция, заложен-
ная в идеологию МТКС «Спейс Шаттл», которая была полностью
реализована во время пяти сближений корабля с телескопом в
течение 19 лет эксплуатации последнего на орбите. Но «Хаббл»
того стоит.
«Хаббл» — это уникальная космическая обсерватория стоимо-
стью более 10 млрд долл., специально построенная по модульному
принципу не только научной аппаратуры, но и служебных систем
для возможности ее ремонта и модернизации на орбите.
На практике ресурс всей орбитальной ступени МТКС оказался
также существенно ниже расчетного. Так, 33-й полет корабля «Ат-
лантис» к МКС в июле 2011 г. стал его последним полетом.
Небезынтересными кажутся многочисленные проекты воз-
душно-космических самолетов (ВКС), таких как Х-30, «Хотол»,
«Скайлон», «Аякс» и др. По замыслу их авторов, ВКС должен раз-
гоняться до орбитальной скорости, используя для этого комбина-
цию ЖРД + ПВРД. В одном из проектов была даже разработана
установка для получения жидкого кислорода из воздуха во время
движения самолета на атмосферном участке с помощью ПВРД,
который затем мог бы использоваться для работы ЖРД уже за
пределами атмосферы.
После выполнения операций на орбите ВКС должен осуществ-
лять посадку на аэродром по самолетному принципу.
Привлекательными в такой схеме являются многократность
использования, взлет и посадка на обычные аэродромы, отсутствие
необходимости в полях отчуждения, использование атмосферного
194
кислорода. Подъемная сила крыла обеспечивает снижение тяго-
вооруженности при взлете.
Однако многочисленные попытки реализовать эти преимуще-
ства не увенчались успехом из-за необходимости преодолевать
массу технических проблем, в частности:
• горизонтальный взлет ВКС предполагает появление попереч-
ных сил, действующих на корпус самолета, что требует его допол-
нительного (по сравнению с PH, стартующей вертикально) упроч-
нения и, следовательно, утяжеления;
• большую массу добавляют шасси и крыло;
• устойчивая и эффективная работа ПВРД возможна при чис-
лах Маха от 4 до 6 (до этой скорости ВКС еще нужно разогнать,
для этого придется использовать турбореактивный двигатель или
ЖРД; для доведения скорости до орбитальной опять понадобится
ЖРД; такая комбинация из двух-трех двигателей усложняет кон-
струкцию, уменьшает надежность и увеличивает массу);
• затраты на разработку такой системы на порядок превысят
стоимость создания одноразовых или частично многоразовых си-
стем.
Практически разрешимой в настоящее время является частич-
но многоразовая транспортная космическая система, выпол-
ненная по схеме: одноразовая PH и частично многоразовый кос-
мический корабль (например, проект системы, состоящей из PH
«Ариан-5» и космического корабля «Гермес», в свое время разра-
ботанный Европейским космическим агентством, а также проект
системы, состоящей из PH «Онега» и частично многоразового
космического корабля «Клипер» (см. далее рис. 6.5, 6.7 и 6.8), раз-
работанный РКК «Энергия» им. С.П. Королева). Многоразовой
первой ступенью могут быть самолет из проекта «Воздушный
старт» (см. рис. 5.6) и возвращаемая первая ступень (УРМ) в про-
екте «Ангара — Байкал» (см. далее рис. 6.16).
5.12. Баллистические ракеты подводных лодок
Лидерство в создании подводных лодок, вооруженных балли-
стическими ракетами, принадлежит США. С 1960 г. в состав
ВМФ США входили атомные подводные лодки, вооруженные
16 баллистическими ракетами «Поларис-А2» с дальностью
2 800 км, стартующими из подводного положения. Советский
Союз должен был ответить на этот вызов и создать аналогичную
195
систему. В нашей стране на вооружении находились дизельные
подводные лодки сБР первого поколения: в 1959 г. Р-11ФМ
с Лтах =150 км, в 1961 г. — Р-13 (4К50) с Лтах =560 км, старту-
ющие из надводного положения, а в 1963 г. — Р-21 с
Дпах -1 420 км, стартующая из подводного положения.
Баллистическая ракета подводных лодок Р-11ФМ. В июле
1955 г. была принята на вооружение созданная в ОКБ-1 С.П. Ко-
ролева ракета оперативно-тактического назначения Р-11. На ней
устанавливался двигатель, работающий на долгохранимом топливе
(азотная кислота + керосин) и имеющий вытеснительную систему
подачи компонентов топлива в камеру сгорания. Новая ракета
ОКБ-1 имела по сравнению с ракетой Р-1 в 2,5 раза меньшую стар-
товую массу при той же дальности полета (270...290 км) и не-
сколько меньшей массе полезного груза (690 кг). Однако отноше-
ние массы полезного груза к стартовой массе возросло до 13%
(против 8 % у ракеты Р-1).
Малые габариты при высоких летно-технических характери-
стиках, длительные сроки хранения в заправленном состоянии де-
лали возможным использование новой ракеты в подвижном вари-
анте на транспортных средствах различного типа, в том числе и на
подводных лодках. Ракета Р-11ФМ, имеющая моноблочную неот-
деляемую головную часть с атомным зарядом массой 1 000 кг и
размещенная на подводной лодке, даже при небольшой дальности
стрельбы (150 км) делала ее грозным малоуязвимым оружием. До-
работка касалась главным образом лодки. В качестве основного
приняли вариант пуска ракеты Р-11ФМ из надводного положения,
для чего было создано устройство, поднимающее полностью за-
правленную ракету из шахты до уровня боевой рубки и удержива-
ющее ее там до пуска в вертикальном положении с помощью спе-
циальной стартовой установки.
Ракета находилась на вооружении ВМФ с 1959 по 1967 г. За
это время было выполнено 77 пусков ракеты, 59 из них успешные.
Баллистическая ракета Р-13 комплекса Д-2. Ракета Р-13 —
первая отечественная баллистическая ракета, созданная специаль-
но для вооружения подводных лодок. Ракета стартовала с верхнего
среза шахты при всплытии лодки. Особенности базирования Р-13
на подводной лодке потребовали при ее создании учитывать ши-
рокий температурный диапазон хранения ракеты (от -40 до
+50 °C) без дренажа и слива компонентов, необходимость ограни-
196
чения ее длины и диаметра, а также обеспечения прочности при
глубинном бомбометании и качке.
Основные особенности конструкции ракеты:
• отказ от газовых рулей;
• использование пятикамерного двигателя, одна из камер кото-
рого (центральная) маршевая и четыре рулевые. Кроме получения
массового и энергетического выигрыша, это позволило обеспечить
ступенчатое выключение двигателя и осуществить надежное отде-
ление боевого блока на всем диапазоне дальностей;
• турбонасосная система подачи компонентов и наддув баков
газогенераторным газом;
• бак окислителя разделен на два полубака для уменьшения
смещения центра масс ракеты по мере выгорания топлива (расход
окислителя осуществляется сначала из нижнего полубака);
• боевой блок большой мощности, отделяемый в конце актив-
ного участка с помощью порохового толкателя, выполнен в виде
цилиндрического корпуса с конической передней частью. Для ста-
билизации полета отделившегося боевого блока на конической
«юбке» установлены небольшие стабилизаторы.
Ракета находилась на вооружении ВМФ с 1961 по 1972 г.
Баллистическая ракета Р-21 комплекса Д-4. Ракета Р-21 —
первая в СССР баллистическая ракета с подводным стартом. Раке-
та стартует при волнении моря до пяти баллов, скорости хода лод-
ки до четырех узлов на глубине 40...50 м. Старт ракеты осуществ-
ляется из затопленной шахты подводной лодки запуском марше-
вого двигателя в воздушный колокол, образованный нижним
днищем бака горючего и оболочкой хвостового отсека. Безудар-
ный выход ракеты из шахты движущейся лодки при волнении мо-
ря и качке корабля обеспечивался применением рычажно-
пружинной амортизации и бугельной системы направления дви-
жения ракеты по направляющим шахты.
Специфика подводного старта потребовала обеспечения герме-
тичности отсеков ракеты, электроразъемов и элементов пневмо-
гидросхемы при наружном давлении морской воды. В связи с этим
ракета выполнена в виде цельносварной конструкции и состоит из
четырех отсеков: приборного, бака окислителя, бака горючего и
хвостового отсека со стабилизаторами. Межбаковый отсек через
кольцевой зазор между расходной и тоннельной трубами сообща-
ется с хвостовым отсеком. Это позволяет за счет гидростатическо-
го давления в хвостовом отсеке разгрузить межбаковый отсек от
197
внешнего давления на подводном участке движения ракеты. Дви-
гатель ракеты — четырехкамерный с центральным расположением
турбонасосного агрегата, выполнен по открытой схеме. Камеры
двигателя шарнирно закреплены на раме и являются органами
управления по всем трем осям — тангажу, курсу и крену. Ракета
Р-21 находилась на вооружении ВМФ с 1963 г. до конца 1980-х
годов.
Повторить американскую программу с твердотопливными раке-
тами «Поларис» в СССР не могли по тем же причинам, что и при
попытке повторить программу МБР «Минитмен», — отсутствие в
стране в то время технологии получения смесевых твердых топлив,
композиционных материалов и БЦВМ для системы управления.
Был найден свой путь — ракета на жидком топливе с неор-
динарными конструктивными решениями.
1. Предельно плотная компоновка ракеты. В практику проек-
тирования введено понятие «прочноплотный малогабаритный
цельносварной алюминиевый корпус ракеты». При этом под плот-
ностью понимается очень высокая, практически предельная сте-
пень заполнения корпуса топливом, а под прочностью — допуска-
емые на корпус продольные (до 6 единиц) и поперечные (до 4 еди-
ниц) перегрузки, а также работа элементов корпуса на внешнее
давление и изгибающий момент при выходе ракеты из шахты,
обусловленный движением подводной лодки.
Одними из главных конструктивных решений по «прочноплот-
ной» компоновке ракет являются:
• применение обечаек и днищ баков с глубоким «вафельным»
оребрением, что позволило не только снизить массу конструкции,
повысить ее несущую способность на внешнее давление, но и уве-
личить заполнение ракеты топливом;
• размещение маршевых двигателей ракеты в баках, заполнен-
ных компонентами топлива;
• отсутствие в компоновочной схеме традиционных отсеков, не
заполненных компонентами топлива (хвостовой и межбаковый
отсеки, специальный приборный отсек);
• совмещение функций нескольких элементов ракеты в одном
из них (например, крышкой корпуса приборного отсека стало пе-
реднее днище бака);
• размещение головной части ракеты (приборного отсека с бое-
вым блоком) в нише верхнего днища переднего бака и отделение
головной части воздухом, заключенным в объеме ниши.
198
2. Малогабаритная пусковая установка с резинометаллической
амортизацией ракеты при ее хранении в шахте подводной лодки и
при запуске. Боевая оснащенность подводной лодки определяется
количеством ракет на ее борту, которое зависит в первую очередь от
совершенства комплекса ракета — пусковая установка. Показателем
этого совершенства является соотношение объема и массы пуско-
вой установки с объемом и массой ракеты. Если на первых ком-
плексах ракета занимала лишь 30 % объема шахты, то уже для ракет
второго поколения это соотношение возросло до 60...62 %. Это
удалось сделать благодаря применению резинометаллических (эла-
стомерных) элементов горизонтальной амортизации ракет при качке
и взрывах глубинных бомб, которые размещены в 100-миллимет-
ровом кольцевом зазоре между ракетой и шахтой.
При взрыве глубинных бомб ракета сама себя амортизирует.
Резинометаллические амортизаторы, расположенные на ракете,
используются также в качестве направляющих при движении по
шахте и сбрасываются после выхода из воды. При такой системе
горизонтальной амортизации на ракету приходится более 90 %
длины шахты. Эти решения стали основой для пятикратного уве-
личения боекомплекта ракет на подводной лодке.
3. Двигатели, утопленные в баки, заполненные компонентами
топлива (так называемые «утопленники»). Идею размещения ра-
кетного двигателя в топливном баке можно усмотреть на рисунках
К.Э. Циолковского. Однако в конструктивно завершенном виде
она предложена главным конструктором ОКБ-2 А.М. Исаевым.
Это решение стало одним из основных в отечественном морском
ракетостроении. Именно оно позволило обеспечить нужные такти-
ко-технические характеристики ракет при жестком ограничении
высоты ракетной шахты подводных лодок. Из двигателя были ис-
ключены все разъемные соединения — только сварка и пайка. За-
пускался двигатель от одного пиропатрона и выходил на режим
номинальной тяги с помощью собственной автоматики. Двигатель
стал необслуживаемым и непроверяемым в процессе многолетней
эксплуатации. Применение «утопленников» позволило разместить
на ракете дополнительный запас топлива (до 15 %).
4. Система управления и схема ракеты, позволяющие:
• реализовать устойчивый полет без аэродинамических ста-
билизаторов, несмотря на неблагоприятное соотношение диаметра
и длины ракеты (отсутствие стабилизаторов открыло путь к кар-
динальному сокращению кольцевого зазора между ракетой и шах-
199
той и к использованию эластомерной горизонтальной амортизации
с резинометаллическими элементами);
• обеспечивать наведение ракеты по азимуту во время полета
на активном участке траектории и тем самым исключить необхо-
димость наведения ее по этому углу на старте (наличие в системе
управления ГСП);
• осуществлять астронавигацию полета ракеты (исправлять
угловое положение ГСП по сигналам астродатчиков, определяю-
щих положение ракеты по заранее выбранным звездам или другим
небесным ориентирам).
5. Подводный старт на маршевом двигателе.
6. Применение в условиях морской среды алюминиевых сплавов.
7. Заводская заправка и ампулизация жидких топлив в баках.
Заправка баков ракеты компонентами топлива на заводе-
изготовителе и ампулизация баков путем заварки заправочно-
дренажных клапанов позволили кардинальным образом улучшить
эксплуатационные характеристики морских ракет. На флотах раке-
ты эксплуатируют только заправленными. Исключены заправоч-
ные средства и хранилища компонентов в местах базирования
подводных лодок, исключены опасные работы по заправке, вы-
полняемые персоналом.
8. Использование малогабаритных боеголовок.
Неукоснительное соблюдение этих принципов, разработанных
генеральным конструктором В.П. Макеевым, и развитие этих фун-
даментальных направлений позволило Ракетному центру (теперь
носящему его имя) в период с 1968 по 1986 г. создать серию мор-
ских ракет, базирующихся на атомных подводных лодках и стар-
тующих из подводного положения, которые по своим характери-
стикам превзошли соответствующие модели американских «Пола-
рисов» и «Трайдентов» (рис. 5.33 и табл. 5.2).
Баллистическая ракета Р-27 (РСМ-25) комплекса Д-5.
В 1968 г. был принят на вооружение комплекс Д-5 второго по-
коления с ракетой Р-27 (РСМ-25) — первой малогабаритной ампу-
лизированной баллистической ракетой средней дальности, стар-
тующей из подводного положения. Комплекс Д-5 проектировался
как универсальный. Он включал в себя баллистическую ракету
Р-27 для поражения наземных стационарных целей и ее модифи-
кацию, ракету Р-27К, оснащенную пассивной радиолокационной
головкой самонаведения. Ракета Р-27К должна была поражать
надводные корабли и их соединения.
200
Таблица 5.2
Основные характеристики подводных лодок, оснащенных БРПЛ
Подводная лодка Ракет- Ракета V 3 I Глубина, м Ско- рость, узл. IbHOCTb плава- т с: о Год начала эксплуатации
проект шифр ный комп- лекс с 3 количество Длина, Ширина Осадка, Водоизмеще предельная рабочая подводная надводная Продолжите/ автономного ния, су * (33 с 3 X О
658 — Д-2 Р-13 3 114 9,2 7,5 5 300 300 240 26 18 50 104 1960
658М — Д-4 Р-21 3 114 9,2 7,5 5 300 300 240 26 18 50 104 1965
667А(АУ) — Д-5 Р-27(У) 16 128 11,7 7,9 И 500 320 28 15 70 114 1967
667АМ Навага д-11 Р-31 16 128 И,7 7,9 11 500 320 28 15 70 114 1979
605* Навага Д-5К Р-27К 16 128 11,7 7,9 11 500 320 28 15 70 114 1972
667Б Мурена Д-9 Р-29 12 139 11,7 8,4 13 700 320 26 16 70 120 1972
667 БД Мурена-М Д-9Д Р-29Д 16 155 11,7 8,6 15 750 450 390 24 15 70 135 1973
667БДР Кальмар Д-9Р Р-29Р 16 155 Н,7 8,7 16 000 320 24 14 90 130 1976
667БДРМ Дельфин Д-9РМ Р-29РМ 16 167 11,7 8,8 18 200 650 400 23 13 90 140 1984
701 — Д-9 Р-29 6 130 9,2 7,2 6 400 320 22 18 1976
941 ТАПИР Акула Д-19 Р-39 20 173 23,3 11,5 49 800 500 380 27 13 120 163 1981
Дизельная подводная лодка.
1963
1959
1984
Индекс ракеты: оперативно-боевой технологический по коду в США по договору о СНВ Р-11ФМ Р-13 4К-50 SS-N-4 Р-21 4К-55 SS-N-5 Р-27(У) 4К-10 SS-N-6 РСМ-25 Р-27К 4К-18 SS-NX-13 Р-29 4К-75 SS-N-8 РСМ-40 Р-31 SS-N-17 РСМ-45 Р-29Р ЗМ-40 SS-N-18 РСМ-50 Р-39 ЗМ-65 SS-N-20 РСМ-52 Р-29РМ 3M-37 SS-N-23 РСМ-54
Стартовая масса, т 5,5 13,6 19,7 14,2 13,3 33,3 26,84 35,3 90,0 40,3
Длина, м 10,3 11,8 14,2 9,0 9,0 13,4 10,6 14,1 16,0 14,8
Максимальный диаметр корпуса, м 0,88 1,3 1,3 1,5 1,5 1,8 1,54 1,8 2,4 1,9
Дальность, тыс. км 0,15 0,56 1,42 3,0 0,9 7,8 4,2 6,5 8,3 >12
Масса полезного груза, т 1,0 1,6 1,2 0,65 Нет свед. 1,1 0,45 1,65 2,55 2,8
Мощность головной части, Мт Нет с вед. 1,0 1,0 1,0 (3 х 0,2) Нет свед. 1,0 0,5 Зх 0,2 10x0,1 4x0,1
Количество ступеней 1 1 1 1 2 2 2 2 3 3
Рис. 5.33. Баллистические ракеты подводных лодок и их основные характеристики
В этих новых одноступенчатых ракетах (рис. 5.34) реализована
большая часть перечисленных принципиальных решений. Так,
осуществлена идея предельно плотной компоновки (отсутствие
традиционных в ракетах межбакового, приборного и двигательно-
го отсеков). Между баком горючего и баком
окислителя помещалось одно двухслойное
разделительное днище. Приборы размещались
в специальном герметичном объеме, образо-
ванном сферическим верхним днищем бака
окислителя. Маршевый двигатель (вместе со
своим ТНА) и ТНА рулевых двигателей нахо-
дились в топливном баке. Два рулевых двига-
теля в карданных подвесах вынесены за преде-
лы бака и размещены на его днище. Корпус
ракеты — цельносварной, выполнен из алю-
миниевого сплава АМГ-6. (Корпуса первых
ракет делались из коррозионно-стойкой стали,
что было обусловлено коррозионной активно-
стью компонентов топлива и морской воды.)
Благодаря применению нового материала зна-
чительно уменьшилась масса конструкции,
этому же способствовало применение под-
крепленных оболочек бака вафельного типа,
полученных методом глубокого химического
фрезерования.
Впервые реализована заводская заправка
ракет компонентами топлива (АТ + НДМГ) с
последующей ампулизацией топливных баков.
Это позволило существенно увеличить гаран-
тийные сроки использования ракет и улучшить
их эксплуатационные характеристики. Кроме
того, такое решение позволило отказаться от
создания устройств для хранения топлива и
для заправки ракет на базах подводных лодок,
что упростило и удешевило эксплуатацию ра-
кетного комплекса Д-5.
Рис. 5.34. Компоновочная схема БРПЛ Р-27
(РСМ-25)
204
Ракета имеет малое удлинение Х = /р/£>р~6. В связи с этим
возникают проблемы с ее управлением в полете.
Для того чтобы уменьшить смещение центра масс ракеты по ме-
ре выгорания топлива, бак окислителя у этой ракеты разделен на
две части промежуточным днищем. Забор компонента осуществля-
ется из верхней части бака, куда он выдавливается из нижней части
отработанными газами ТНА, т. е. сначала освобождается нижняя, а
потом верхняя части бака. Благодаря такому решению уменьшается
смещение центра масс ракеты, что позволяет отказаться от стабили-
заторов и облегчает работу органов управления.
Ракета Р-27 снабжена моноблочной отделяемой головной ча-
стью. Головная часть герметичная, цельносварная из алюминиево-
магниевого сплава АМГ-6, снаружи она имеет тепловлагостойкое
покрытие на основе асбо- и стеклотекстолита.
На ракете Р-27 впервые была использована инерциальная си-
стема управления, чувствительные элементы которой размещены
на гиростабилизированной платформе. Это решение позволило
отказаться от наведения ракеты по азимуту в пусковом устройстве.
В нужную плоскость стрельбы ракета доворачивается уже во вре-
мя полета на активном участке траектории. Исходные данные для
стрельбы боевая измерительно-управляющая служба вырабатыва-
ет на приборах, расположенных на подводной лодке.
В нижней части ракеты размещен переходник для стыковки
ракеты с пусковым устройством. Кроме того, он образует воздуш-
ный колокол, снижающий пик давления при запуске двигателя в
затопленной водой шахте.
В связи с требованием надежной герметизации внутреннего
объема ракеты все соединения в ней выполнены сваркой. Для
прочного и герметичного соединения различных металлов (сталь-
ной двигатель — алюминиевый корпус ракеты, стальной корпус
ТНА — алюминиевые магистральные трубопроводы и др.) всюду
применяются биметаллические втулки. Фланец сопла маршевого
двигателя ракеты приварен к корпусу ракеты через биметалличе-
ское кольцо.
Пусковая установка оказывает существенное влияние на фор-
мирование облика подводной лодки, поскольку она обеспечивает
не только размещение ракет в лодке, но и их старт. Старт ракеты с
современного ракетоносца производится из-под воды при его дви-
жении с большой скоростью во всепогодных условиях (даже при
205
сильном шторме). Пусковая установка должна смягчать продоль-
ные и поперечные нагрузки на ракету при движении лодки и при
выходе ракеты из шахты.
Пусковая установка комплекса Д-5 включает в себя пусковой
стол на дне шахты, амортизированный относительно лодки, и
резинометаллические амортизирующие элементы, расположен-
ные в четырех поясах на самой ракете. Создатели комплекса от-
казались от традиционной «механической» амортизации и во
всех своих проектах использовали резинометаллическую аморти-
зацию. Этот оригинальный тип амортизации успешно выполняет
свои основные функции и в то же время занимает мало места в
пространстве между ракетой и пусковой трубой лодки, что поз-
воляет разместить большое количество ракет (до 16), как на аме-
риканских лодках, а не 5-6, как при традиционной «механиче-
ской» амортизации.
Ракета РСМ-25 находилась на вооружении до 1990 г. в трех
модификациях:
• Р-27 с моноблочной головной частью;
• Р-27У с разделяющейся головной частью кассетного типа
(три боеголовки) (рис. 5.35, а);
• Р-27К, предназначенная для стрельбы по морским подвиж-
ным целям (рис. 5.35, б). Наведение боевого блока на цели осу-
ществлялось по их радиолокационному излучению двукратным
включением двигательной установки боевого блока на внеатмо-
сферном участке полета.
Основные характеристики БРПЛ Р-27 (РСМ-25)
Максимальная дальность ЛП1ах, км........... 3 000
Стартовая масса Mq, т...................... 14,2
Масса головной части Л/, ч, т.............. 0,65
Мощность заряда, Мт........................ 1
Компоненты топлива........................... АТ + НДМГ
Тяга маршевого двигателя, тс............... 23
Тяга рулевых двигателей, тс................ 2х 1,5
Удельная тяга маршевого двигателя ру,tо, ... 278
кг/с
Давление в камере сгорания маршевого двига-
теля рк с, МПа.................................. 13
Длина /р, м....................................... 9
Диаметр £>р, м................................... 1,5
206
a
б
Рис. 5.35. Модификации БРПЛ Р-27 (РСМ-25):
а — Р-27У;б — Р-27К
207
Баллистическая ракета Р-29 (РСМ-40) комплекса Д-9. Пер-
вой в мире межконтинентальной ракетой морского базирования
стала ракета Р-29 (РСМ-40) (рис. 5.36). Дальность полета ракеты
7 800 км, таким образом, отпала необходимость патрулирования
подводных лодок, вооруженных этими ракетами, непосредственно
у берегов вероятного противника, в эффективной зоне его проти-
володочной обороны. Поскольку предусматривалась возможность
и надводного старта, пуск ракет мог производиться прямо от пир-
са, без выхода в море.
Основные принципы, заложенные в проектирование односту-
пенчатой ракеты, использовались и при создании двухступенчатой
ракеты Р-29. В то же время применялись новые решения и подхо-
ды, например наращивание габаритов и стартовой массы. Для со-
кращения длины ракеты был сделан смелый шаг — утопленный
двигатель второй ступени был размещен в баке окислителя первой
ступени с очень агрессивным компонентом топлива — азотным
тетраоксидом. Этот двигатель, шарнирно соединенный с корпу-
сом, вместе с приводом для его качания (рулевыми машинками),
размещенным в баке, заполненном агрессивным окислителем, на
долгие годы гарантийного срока использования ракеты (как и топ-
ливо в баке) становится ампулизированным. Надежность такой
системы должна быть абсолютной.
В одноступенчатой ракете Р-27 маршевый двигатель был раз-
мещен в ядовитом, но менее агрессивном компоненте — НДМГ,
а рулевые двигатели вынесены за пределы бака.
Дальнейшее развитие получил принцип совмещения несколь-
ких конструктивных элементов в одном из них. Так, для умень-
шения длины ракеты верхнее днище бака горючего второй сту-
пени имеет конусообразное углубление, в котором размещается
боевой блок, перевернутый на 180° по отношению к направлению
полета.
В качестве меры противодействия системе ПРО в днище бака
окислителя второй ступени в специальных цилиндрах находятся
ложные цели, имеющие эффективную поверхность отражения
(ЭПО), сопоставимую с ЭПО боевой головки. (Выпуск ложных
целей происходит в момент отделения головной части.)
Разрушение жесткой связи между ступенями осуществляется
разрывом цельносварного корпуса детонирующим удлиненным
зарядом (ДУЗ), а для их разделения используется энергия газов
наддува бака или воздуха боевого отсека.
208
Рис. 5.36. Компоновочная схема ракеты (а) и пусковой установки (с5)
БРПЛ Р-29 (РСМ-40)
209
Осадка топлива в баках второй ступени при запуске маршевого
двигателя, а также управление по крену на участке полета этой
ступени осуществляется двигателями боевой ступени.
В отличие от комплекса Д-5 с ракетой РСМ-25 резинометалли-
ческие амортизирующие элементы расположены не на ракете, а на
поверхности шахты. Эти элементы амортизируют ракету от ударов
при загрузке в шахту, хранении и запуске, заменяют направляю-
щие при движении ракеты по шахте.
Старт ракеты при стрельбе на межконтинентальную дальность
из движущейся подводной лодки с постоянно меняющимися коор-
динатами не обеспечивал требуемой точности стрельбы. Когда
меры по повышению точности стрельбы самой ракеты как таковой
были исчерпаны, НИИ-592 (ныне НПО «Автоматика») создал ни-
где ранее не применявшуюся систему управления для БРПЛ с
астрокоррекцией полета ракеты по заранее выбранным звездам.
Приборный отсек находится в носовой части ракеты, что
упрощает реализацию астрокоррекции, повышает точность стрель-
бы и, как следствие, сохраняет автономность боевого использова-
ния. (Как альтернатива рассматривалась также возможность ис-
пользования радиокоррекции с Земли.)
Реализована всепогодность боевого применения. Пришлось уве-
личить кольцевой зазор между ракетой и шахтой до 150 мм с тем,
чтобы обеспечить безударный выход ракеты из шахты при повы-
шенном волнении моря. С этой же целью увеличено количество
поясов амортизаторов в шахте. Обеспечена залповая стрельба пол-
ным боекомплектом, размещенным на подводной лодке (16 ракет).
В 1972 г. первая межконтинентальная ракета Р-29Д поступила
на вооружение ВМФ СССР. Она представляла собой модернизи-
рованный вариант ракеты Р-29, в которой в соответствии с между-
народными соглашениями 1972 и 1974 гг. сняты средства проти-
водействия системе ПРО.
Основные характеристики БРПЛ Р-29Д (РСМ-40)
Максимальная дальность Атач, км.......... 7 800
Стартовая масса Л/(), т.................... 33,3
Масса головной части Л/, т............... 1,1
Мощность заряда, Мт...................... I
Компоненты топлива........................ АТ + НДМГ
Длина/р, м............................... 13,4
Диаметр £)р, м........................... 1,8
210
Баллистическая ракета Р-29РЛ (РСМ-50). Ракета Р-29РЛ от-
носится к БРПЛ третьего поколения (1973-1990 гг.) и входит в
комплекс Д-9Р. К ракетам этого поколения предъявлялось сле-
дующее требование: одна ракета должна быть носителем трех
типов боевой нагрузки — с одним, тремя и семью боевыми бло-
ками разного класса мощности. Реализация требования позволяла
гибко реагировать на изменения военно-политической обстанов-
ки в мире.
Ракета Р-29РЛ выполнена по трехступенчатой схеме: двухсту-
пенчатый носитель и головная часть с двигательной установкой
разведения боевых блоков (боевая ступень). Топливо на всех сту-
пенях одно и то же: АТ + НДМГ. Носитель Р-29РЛ по компоно-
вочным и технологическим решениям аналогичен носителю Р-29 с
некоторыми доработками и улучшениями. Новая разработка —
боевая ступень. Корпуса первой и второй ступеней сварены между
собой. Разделение ступеней и отделение боевой ступени осу-
ществляются кольцевыми ДУЗами, разрывающими жесткую связь
по ослабленному сечению шпангоута. Необходимая относительная
скорость разведения блоков обеспечивается избыточным давлени-
ем газов, находящихся внутри разделяемых полостей.
Двигательная установка первой ступени состоит из маршевого
и двухкамерного рулевого двигателей. Маршевый двигатель, раз-
мещенный внутри бака горючего, выполнен по схеме с дожигани-
ем генераторного газа и форсирован по тяге. Рулевой двигатель
выполнен по открытой схеме, имеет две камеры сгорания, закреп-
ленные в карданных вилках, размещенных вне бака, и турбонасос-
ный агрегат, расположенный внутри бака.
Двигатель второй ступени, как и на ракете Р-29, выполнен по
открытой схеме, установлен вместе с приводом на днище бака
окислителя второй ступени и размещен в баке окислителя первой
ступени. Камера двигателя закреплена на днище через карданный
подвес, обеспечивающий ее качание в двух взаимно перпендику-
лярных плоскостях. Управление по крену осуществляется за счет
перераспределения тяги в двух специальных блоках сопел, распо-
ложенных на раме двигателя. Газ для этих блоков забирается из
выхлопного патрубка ТНА. Двигатель форсирован по тяге, увели-
чен выходной диаметр сопла.
Головная часть носителя (боевой блок) разделяющаяся или
моноблочная. Конструктивно она состоит из приборного отсека,
двигательной установки и боевого отсека с одним, тремя или се-
211
мью боевыми блоками. Боевые блоки отделяются от головной ча-
сти при работающем двигателе. Двигательная установка состоит
из выполненного по открытой схеме четырехкамерного жидкост-
ного двигателя с турбонасосной системой подачи топлива и бако-
вой системы. Управление осуществляется перераспределением
расхода топлива между камерами (для создания разнотяговости) и
двумя соплами, неподвижно закрепленными на корпусе головной
части под обтекателем (крен), работающими на отработанном тур-
богазе.
Приборный отсек расположен в носовой части ракеты и кон-
структивно разделен на два отсека: основной и передний, где раз-
мещается трехстепенной гироскопический стабилизатор. Отсеки
разделены и герметично закрыты: основной — днищем, перед-
ний — сбрасываемым в полете куполом.
Бортовая аппаратура системы управления построена на базе
вычислительного комплекса с малогабаритной ЦВМ-6Т. Вычисли-
тельный комплекс решает задачи управления полетом, астрокор-
рекции траектории, разведения боевых блоков и стабилизации
движения ракеты. Аппаратная часть системы управления имеет
трехканальное резервирование. Чувствительные элементы систе-
мы (гироблоки, гироинтеграторы, акселерометры) — на воздуш-
ном подвесе. В состав командных приборов входит оптико-
электронная система визирования навигационных светил.
Комплекс Д-9Р с боекомплектом из 16 ракет Р-29РЛ продемон-
стрировал высокие летно-технические характеристики. Боевая эф-
фективность комплекса Д-9Р в 3 раза превышает эффективность
комплекса Д-9 за счет разделяющейся головной части с разведени-
ем трех боевых блоков среднего класса мощности по индивиду-
альным целям и двукратного повышения точности стрельбы.
Основные характеристики БРПЛ Р-29РЛ (РСМ-50)
Максимальная дальность Lmax, км........ 6 500
Стартовая масса Л/о, т...................... 35,3
Масса головной части Л/, ч, т............... 1,65
Головная часть.......................... Моноблочная или
разделяющаяся
Количество боевых блоков ...................... 3
Мощность заряда, Мт........................ 3x0,2
Компоненты топлива........................ АТ + НДМГ
Длина/р, м................................... 14,1
Диаметр £)р, м................................ 1,8
212
Баллистическая ракета Р-39 (РСМ-52). Это первая разрабо-
танная под руководством В.П. Макеева межконтинентальная твер-
дотопливная трехступенчатая ракета для базирования на подвод-
ных лодках. Ракета входит в комплекс Д-19, принятый на воору-
жение в мае 1983 г., — первый отечественный морской комплекс с
твердотопливной ракетой, оснащенной 10-блочной разделяющейся
головной частью. Ракетами Р-39 вооружились шесть атомных под-
водных лодок.
Ракета Р-39 состоит из разделяющейся головной части и трех-
ступенчатого твердотопливного носителя. Головная часть включа-
ет в себя приборный отсек с аппаратурой, отсек двигательной
установки и боевые блоки. Многокамерная жидкостная двигатель-
ная установка головной части занимает периферийную зону во-
круг двигателя третьей ступени и состоит из камер сгорания, си-
стемы подачи и топливных баков. Двигатель двухрежимный, с од-
нократным включением и многократным переключением с режима
на режим. Десять боевых блоков расположены на платформах по
периферии вокруг двигателя третьей ступени.
Двигатель третьей ступени размещается за приборным отсеком
по продольной оси ракеты и снабжен неподвижным соплом с вы-
движным телескопическим насадком, раскрывающимся после раз-
деления второй и третьей ступеней. На участке полета третьей сту-
пени управление осуществляется многокамерным ЖРД головной
части. В РДТТ второй ступени качающееся сопло также снабжено
выдвижным сопловым насадком. Управление по крену осуществля-
ется автономными двигателями. Первая и вторая ступени соедине-
ны между собой переходным отсеком.
Двигатель первой ступени унифицирован с двигателем первой
ступени МБР железнодорожного базирования РТ-23. Управление
полетом на участке работы РДТТ первой ступени осуществляется
вдувом газа, отбираемого из камеры сгорания, в раструб сопла.
Для снаряжения двигателей использовалось смесевое твердое топ-
ливо (на верхних ступенях — высокоплотное октогеновое, на пер-
вой — бутилкаучуковое). Корпуса двигателей всех ступеней изго-
товлены методом спиральной намотки ленты из органоволокна на
вращающуюся оправку.
Сопла двигателей всех ступеней частично утоплены в камеру
сгорания, что вместе с использованием выдвижных насадков на
верхних ступенях позволило сократить длину ракеты. Сокраще-
нию длины ракеты способствовала также оригинальная компонов-
213
ка боевой ступени с 10 разделяющимися боеголовками и жидкост-
ным реактивным двигателем, обеспечивающим их индивидуаль-
ное наведение на цель.
Разработана принципиально новая стартовая система с раз-
мещением элементов пусковой установки на ракете. Старт ракеты
из незатопленной шахты обеспечивается пороховым аккумулято-
ром давления, установленным на днище шахты и размещенным в
сопле двигателя первой ступени. Движение ракеты на подводном
участке облегчается с помощью специально создаваемой га-
зоструйной защиты в виде каверны. После выхода из воды аморти-
зационная ракетно-стартовая система снимается с ракеты специ-
альными двигателями и уводится в сторону от подводной лодки
(рис. 5.37). Двигатель первой ступени запускается после выхода
ракеты из шахты.
Судостроительная промышленность обеспечила создание под-
водных лодок оригинальной архитектуры с рекордным водоизме-
щением (49 800 м3) в виде катамарана из двух прочных корпусов,
между которыми размещен боевой блок с 20 шахтами для ракет
массой 90 т (подводная лодка «Акула»).
Основные характеристики БРПЛ Р-39 (РСМ-52)
Максимальная дальность £тах, км.. 8 300
Стартовая масса А/о, т.................... 90
Масса головной части т........... 2,55
Головная часть....................... Разделяющаяся
Количество боевых блоков ................. 10
Мощность заряда, Мт.............. 10x0,1
Система управления .............. Астроинерциальная
Длина/р, м................................ 16
Диаметр Z)p, м............................ 2,4
Баллистическая ракета Р-29РМ (РСМ-54). В конце 1970-х
годов, когда осложнилась обстановка с созданием твердотоплив-
ной БРПЛ Р-39, по инициативе В.П. Макеева был разработан аван-
проект новой БРПЛ на жидком топливе, получившей индекс
Р-29РМ. В ноябре 1977 г. проект был успешно защищен. В январе
1979 г. вышло постановление правительства об опытно-конструк-
торской разработке морского комплекса Д-9РМ с жидкостной
БРПЛ Р-29РМ для вооружения строящихся новых подводных ло-
док (см. табл. 5.2). В 1979 г. был разработан эскизный проект, в
1980 г. — конструкторская документация на новую БРПЛ Р-29РМ.
214
Рис. 5.37. Схема разведения боеголовок при запуске БРПЛ Р-39 (РСМ-52)
Ракета состоит из двухступенчатого носителя и разделяющейся
головной части, объединенной с третьей ступенью в передний от-
сек. Особенностью конструктивно-компоновочной схемы передне-
215
го отсека является совмещение двигательных установок третьей
ступени и головной части в единую сборку с общей баковой си-
стемой.
Двигательная установка первой ступени состоит из маршевого
и рулевого двигателей. Оба двигателя выполнены по схеме с до-
жиганием окислительного газа. Двигательная установка смонтиро-
вана на нижнем днище бака горючего, а большинство агрегатов
установки расположены в баке горючего. Четыре камеры сгорания
рулевого двигателя размещены вне бака, по плоскостям стабили-
зации. Управляющие моменты создаются качанием камер сгора-
ния рулевого двигателя. Двигательная установка работает до пол-
ного израсходования одного из компонентов топлива.
Корпус первой и второй ступеней носителя представляет собой
единую цельносварную конструкцию. Разделение ступеней осу-
ществляется по обечайке бака окислителя первой ступени кольце-
выми и продольными ДУЗами. Переднее днище бака горючего
второй ступени выполнено в виде конической ниши, используемой
для размещения боевых блоков и двигателя третьей ступени. Меж-
ступенчатое днище (одновременно днище баков окислителя пер-
вой и второй ступеней) служит силовой рамой двигателя второй
ступени.
Двигатель второй ступени (однокамерный, с турбонасосной
системой подачи топлива) выполнен по схеме с дожиганием окис-
лительного газа. Основные агрегаты расположены в баке окисли-
теля первой ступени. Камера сгорания размещена в карданном
подвесе. Управляющие моменты создаются качанием камеры сго-
рания и соплами, использующими окислительный газ от турбона-
сосного агрегата (крен). Двигатель работает до полной выработки
одного из компонентов топлива.
Объединенная (по топливным бакам) двигательная установка
третьей ступени и головной части содержит маршевый двигатель и
двигатель разведения. Двигатель третьей ступени (однокамерный,
с турбонасосной подачей топлива) — однорежимный, выполнен по
схеме с дожиганием окислительного газа, имеет устройство для
отделения основной части двигателя от ракеты по окончании ра-
боты и для перекрытия трубопроводов, соединяющих отделяемую
часть двигателя с баковой системой.
Двигатель разведения (четырехкамерный, с турбонасосной си-
стемой подачи топлива) — многорежимный, выполнен по откры-
той схеме. Выхлоп газогенераторного газа осуществляется через
216
шесть сопел. Двигатель обеспечивает управление третьей ступе-
нью ракеты и управляемый полет головной части, включая разве-
дение боевых блоков. На головной части размещаются боевые
блоки (устанавливаются на платформах на заднем днище бака го-
рючего) и приборный отсек с бортовой аппаратурой системы
управления (расположен в носовой части ракеты).
Пусковой стол, в отличие от предыдущих проектов, выполнен
в виде резинометаллического кольца, установленного на днище
ракеты. Это позволило удлинить ракету на 0,6 м при сохранении
высоты шахты. Использование новых резинометаллических амор-
тизаторов позволило увеличить диаметр ракеты до 1,9 м при со-
хранении диаметра шахты. В результате стартовая масса ракеты
увеличилась с 33,5 до 40,3 т, возросли значения энергетических
характеристик ракеты.
Существенно повысилась точность стрельбы (в астроинерци-
альном режиме она возросла в 1,5 раза). Введен высокоточный
астрорадиоинерциальный режим, использующий как информа-
цию о навигационных звездах, так и информацию от космиче-
ской навигационной системы ГЛОНАСС для коррекции траекто-
рии полета с повышением точности стрельбы до уровня МБР
наземного базирования. При отсутствии астровизирования и ра-
дионавигации полет осуществляется в инерциальном режиме
управления.
Флот получил жидкостную ракету наивысшего технического
уровня, способную нести те же 10 боевых блоков малого класса,
что и твердотопливная ракета Р-39 со стартовой массой в 2 раза
больше. По массовым и энергетическим характеристикам ракета
Р-29РМ превосходит американские твердотопливные ракеты с со-
ответствующими боевыми возможностями.
Отношение массы головной части к стартовой массе ракеты
(объективная характеристика массового совершенства ракеты) у
нее наивысшее как среди БРПЛ, так и среди МБР наземного бази-
рования (отечественных и зарубежных):
Х = —-100 = 6,9%.
40,3
В феврале 1986 г. ракетный комплекс Д-9РМ с ракетой Р-29РМ
в комплектации с 10 малогабаритными блоками был принят на во-
оружение ВМФ. В Договоре СНВ-1 ракета Р-29РМ была заявлена
как четырехблочная. По завершении летных испытаний в октябре
217
1987 г. комплекс Д-9РМ с ракетой Р-29РМ в комплектации с че-
тырьмя блоками был принят на вооружение ВМФ.
Основные характеристики БРПЛ Р-29РМ (РСМ-54)
Максимальная дальность Атах.. Межконтинентальная
Стартовая масса Л/о, т................ 40,3
Масса головной части М{ ч, т. 2,8
Головная часть.................... Разделяющаяся
Количество боевых блоков ............. 4(10)
Мощность заряда, Мт.......... 4x0,1 (10x0,1)
Система управления ......... Астрорадиоинерциальная
Длина/р, м............................ 14,8
Диаметр Z)p, м......................... 1,9
В конце 1990-х годов снимаемые с боевого дежурства серий-
ные БРПЛ Р-29РМ при минимальных доработках по ракете стали
использоваться как ракеты-носители под названием «Штиль»
(рис. 5.38). Ракета позволяет выводить спутники легкого класса на
низкие околоземные орбиты с высокой надежностью при низкой
стоимости пуска. Старт с подводной лодки дает возможность осу-
ществлять пуски практически любого наклонения. На первом эта-
пе полезный груз размещали вместо боевых блоков и пуски прово-
дили из шахты подводной лодки. На втором этапе разработки (ин-
декс «Штиль-2») был создан специальный отсек для размещения
полезного груза. Пуски могут проводиться как с наземного старто-
вого комплекса, так и из шахты подводной лодки в надводном по-
ложении.
После известного перерыва, связанного с распадом Советского
Союза, дальнейшее совершенствование баллистических ракет под-
водных лодок шло по пути оснащения уже стоявших на вооруже-
нии ракет Р-39 УТТХ, Р-29РМ и вновь разрабатываемых средства-
ми, увеличивающими вероятность преодоления боевыми блоками
противоракетной обороны противника. На данном этапе эффек-
тивным путем решения этой задачи считалось создание и разме-
щение на ракетах разделяющихся головных частей со скоростны-
ми и сверхскоростными боевыми блоками индивидуального наве-
дения. Блоку придавалась более заостренная и обтекаемая
аэродинамическая форма, что существенно увеличивало скорость
полета в атмосфере. При создании таких блоков возникали раз-
личные проблемы. В частности, увеличилась их длина, превы-
шающая компоновочные объемы ракет типа Р-29РМ, появились
218
Рис. 5.38. Компоновочная схема:
а — БРПЛ Р-29РМ (РСМ-54): / — разделяющаяся головная часть; 2 — прибор-
ный отсек; 3 — боевая головка; 4, 5, 6 — маршевые двигатели соответственно
третьей, второй и первой ступеней;
б — PH «Штиль» (конверсионный вариант ракеты Р-29РМ): / — астрокупол; 2 —
двигатели малой тяги третьей ступени; 3, 6, 8 — баковый отсек соответственно
третьей, второй и первой ступеней; 4 — контейнер со спутником; 5, 7, 9 — мар-
шевый двигатель соответственно третьей, второй и первой ступеней; К) — руле-
вые ЖРД первой ступени; // — газодинамическая «юбка» (остается в пусковой
шахте подводной лодки);
в — пусковое устройство
219
трудности с размещением в блоке ядерного заряда без снижения
его эффективности, с тепловой защитой корпуса на атмосферном
участке полета и др. Новая БРПЛ, получившая название
Р-29РМУ2 («Синева»), в 2007 г. была принята на вооружение и
запущена в производство. Ракета, в основном сохранившая кон-
структивные и технологические решения ракеты Р-29РМ, имеет
новую головную часть. В качестве основного варианта принята
головная часть, оснащенная четырьмя высокоскоростными боевы-
ми блоками среднего класса индивидуального наведения с сохра-
нением технических возможностей применения пятиблочного
оснащения.
В настоящее время в боевой состав ПЛАРБ страны входят не-
сколько единиц проекта 667БДРМ («Дельфин»), оснащенных БРПЛ
Р-29РМ и Р-29РМУ2 («Синева»), а также недавно введенная в строй
головная подводная лодка проекта 955 («Борей») «Юрий Долго-
рукий», ориентированная на оснащение 12 БРПЛ «Булава-30».
Твердотопливная ракета «Булава-30» способна выводить при пус-
ке на дальность 8 000 км шесть ядерных боезарядов мощностью до
150 кт каждый. Планировалось принять ее на вооружение в 2008 г.
после завершения полного цикла испытаний. Однако в связи с не-
удачами, сопровождавшими процесс отработки и летных испыта-
ний «Булавы», реализация проекта, в том числе и строительство
еще семи подводных лодок проекта 955 («Александр Невский»,
«Владимир Мономах» и др.), временно приостановлены.
Процесс отработки ракеты «Булава» затянулся на годы, пуски
во время летных испытаний заканчивались неудачами. Основными
причинами специалисты считают стремление создать унифициро-
ванную твердотопливную ракету как наземного («Тополь-М»), так
и морского базирования («Булава-30»). Такое направление разви-
тия военной техники в прошлом уже было: это создание универ-
сальных артиллерийских орудий (пушка-гаубица, полевая и зенит-
ная пушка), однако эта концепция была отвергнута практикой экс-
плуатации такой техники.
Альтернативой «Булавы» могла бы стать жидкостная ракета
Р-29РМУ2 «Синева». При разумной модернизации она была бы не
менее современной ракетой, чем «Булава» (даже с учетом ее твер-
дотопливного исполнения), надежным носителем тяжелых манев-
рирующих боевых блоков, оснащенных не только системой астро-
коррекции полета, но и системой самонаведения на конечном
участке траектории.
220
Оснащение такой ракетой хотя бы части строящихся подвод-
ных лодок проекта «Борей» позволило бы использовать большой
задел в ГРЦ им. В.П. Макеева, а не начинать морскую тематику с
чистого листа, как это имело место с «Булавой» в МИТе. Однако,
как утверждают военные, переделка проекта и уже изготовленных
подводных лодок проекта «Борей» под комплекс «Синева» невоз-
можна.
Вопросы к главе 5
1. Назовите альтернативные конструктивные, технологические и ор-
ганизационные решения, которые были использованы при создании жид-
костных МБР семейства УР-100 в нашей стране, позволившие выполнить
те же тактико-технические требования, которые были реализованы при
создании в США МБР третьего поколения — твердотопливных МБР се-
мейства «Минитмен».
2. Дайте определение понятия «ампулизация ракеты» и перечислите
конструктивные и технологические решения для ее реализации.
3. Назовите основные соображения, которыми руководствуются при
выборе способов и мест базирования МБР и PH.
4. Укажите преимущества нестандартного старта и конструкции
стартового сооружения для PH семейства Р-7.
5. Какой прием предполагается использовать при старте БР с самоле-
та в проекте «Воздушный старт» для исключения дополнительного
упрочнения ракеты при горизонтальном старте?
6. Какой смысл вкладывается в понятие «защищенность стартовой
позиции» и какие конструктивные и технологические меры используются
для ее повышения?
7. Перечислите требования, предъявляемые к способам разделения
ступеней МБР, и особенности их реализации на известных ракетах.
8. Какие свойства криогенных топлив приводят к необходимости ре-
шать вопрос об их применении в баллистических ракетах отдельно в
каждом конкретном случае?
9. Почему криогенные топлива предпочтительнее применять на верх-
них ступенях БР?
10. Дайте сравнительную оценку метана и водорода в качестве горю-
чего в ракетном топливе.
11. Какие преимущества может дать использование в ракетно-
космических транспортных системах трехкомпонентного двухрежимного
ЖРД?
12. Оцените целесообразность использования гибридных двигателей
в ракетно-космических системах выведения.
13. В чем заключаются преимущества баллистической схемы полетов
в дальний космос с использованием дополнительного разгона с промежу-
точной орбиты с помощью разгонного блока?
221
14. Проанализируйте по отдельным блокам схему ядерной энерго-
двигательной установки, разрабатываемой Центром им. М.В. Келдыша, и
оцените возможность и целесообразность ее использования в качестве
источника электрической энергии для космических аппаратов на низкой
околоземной орбите и для питания ЭРД межпланетных космических ко-
раблей.
15. Какое содержание вложили создатели БРПЛ второго и третьего
поколений в понятие «прочноплотный малогабаритный цельносварной
алюминиевый корпус ракеты»?
16. Какие конструктивные и технологические решения позволили
конструкторам ГРЦ им. В.П. Макеева создать межконтинентальную
БРПЛ (Р-29РМ) с наивысшим значением массовой отдачи Л/, ч = О,О69Л/о?
Глава 6. СОВРЕМЕННОЕ СОСТОЯНИЕ
И ТЕНДЕНЦИИ РАЗВИТИЯ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ
6.1. Развитие конструкции ракет-носителей
семейства «Союз» (Р-7)
В 1990-е годы повсеместно в России произошел спад про-
изводства, свойственный переходному периоду, но этого почти не
случилось с ракетно-космической отраслью, так как ей удалось
выйти на международный рынок космических услуг. Благодаря
выходу на рынок космических услуг отрасль получила допол-
нительное финансирование в объеме, превышающем государ-
ственное обеспечение.
Для сравнения приведем объемы государственного финанси-
рования гражданских космических программ в 2004 г., млрд долл.:
США — 15,4; Европа — 4,35; Япония — 3,0; КНР — 2,5; Индия —
0,59; Россия — 0,53. Россия по объему финансирования на полтора
порядка отставала от США и Европы и находилась на уровне Ин-
дии, опережая только Бразилию. На рис. 6.1 представлены доли
участия стран в том же году в пусках PH и доли пусков по типам
отечественных PH. В России большая часть пусков (40 %) была
осуществлена ракетой-носителем «Союз» (Р-7). Приблизительно
такое же соотношение пусков по типам ракет-носителей сохраня-
ется и в настоящее время (2010 г.).
Необходимо заметить, что в 2004 г. в России 10 из 25 запусков
были произведены по международным программам, из них 5 — по
коммерческим заказам. Кроме запусков, Россия участвует также в
разработке на коммерческой основе полезных нагрузок для других
стран. Так, наши специалисты создавали ряд подсистем для евро-
пейского транспортного корабля ATV. Первый полет к МКС
транспортного корабля ATV «Жюль Верн» состоялся 9 марта
2008 г. Россия участвовала в целом ряде международных проектов,
крупнейшие из них — МКС и «Морской старт».
223
Россия США Европа
а
Рис. 6.1. Распределение произведенных в 2004 г. пусков ракет-носителей
по странам (а) и по типам отечественных ракет-носителей (б)
Ситуация с финансированием космических программ в нашей
стране начала меняться: 2007 г. — 1,3 млрд долл., 2008 г. —
1,87 млрд и, наконец, 2009 г. — 3,2 млрд долл, (в США —
15,4 млрд долл.). Таким образом, в 2009 г. Россия по финансиро-
ванию космической деятельности оказалась на втором месте после
США. В 2009 г. финансирование предусматривалось под выполне-
ние федеральных космических программ в основном социально-
экономической направленности. Россия сохранила мировое пер-
224
венство по общему количеству пусков (32 из 78). Более того, до-
стигнутый результат являлся вторым за последние 14 лет. Больше
российских пусков было только в 2000 г.
С конца 1990-х годов на рынке космических услуг начала
складываться необычная ситуация: избыток предлагаемых ракет-
носителей при ограниченном спросе на пусковые услуги. В значи-
тельной степени это связано с самоликвидацией сектора рынка
крупных низкоорбитальных группировок спутников связи. К это-
му времени отечественное приборостроение и международная ко-
операция использовали технические решения, позволяющие со-
здавать космические аппараты нового поколения существенно
меньшей массы (в 2 раза по сравнению с разработками 1980-х го-
дов) и со значительно большей длительностью активного суще-
ствования (до 12... 15 лет). В этих условиях ракеты-носители се-
мейства Р-7 являются надежным, недорогим и эффективным сред-
ством по оперативному выводу на орбиту малых и средних
космических аппаратов, заказы на запуск которых становятся ос-
новными. Стоимость запуска на околоземную орбиту иностранных
полезных грузов с помощью ракеты «Союз» в 2005 г. составляла
35 млн евро (5 тыс. евро за 1 кг).
Ракета Р-7 — первая в мире двухступенчатая ракета, она же
первая межконтинентальная и первая ракета-носитель. Первый
успешный запуск Р-7 был осуществлен в августе 1957 г., а 4 ок-
тября того же года с ее помощью был выведен на орбиту первый
искусственный спутник Земли. Этой ракетой были запущены пер-
вые аппараты к Луне и планетам Солнечной системы.
Чем объяснить удивительное долголетие ракеты Р-7 в такой
быстроразвивающейся отрасли, как ракетно-космическая техника?
В первую очередь удачной конструктивно-компоновочной схемой.
В основе ракеты лежит «пакет», состоящий из центрального и че-
тырех боковых блоков. Такая схема наилучшим образом позволяет
реализовывать идею многоступенчатых ракет — до конца полета
ракеты на активном участке траектории освободиться от ненуж-
ных для дальнейшего полета крупных ракетных блоков (в данном
случае от конструкции боковых блоков после выгорания топлива).
Схема «пакет» замечательна еще и тем, что все двигатели «па-
кета» включаются на старте и с момента отрыва ракеты от старто-
вого стола у нее нет «балластных» блоков — все пять блоков рабо-
тают, и нет необходимости поднимать тяжелый блок вместе с топ-
ливом на какую-то высоту, чтобы он там начал работать, как это
225
имеет место в схеме «тандем». Оригинальная конструкция старто-
вого сооружения позволила уменьшить массу конструкции ракеты,
что также способствовало улучшению ее летно-технических ха-
рактеристик. Ракета Р-7 среднего класса может использоваться как
в трехступенчатом варианте — PH «Союз» (рис. 6.2), так и в четы-
рехступенчатом варианте — PH «Молния».
Рис. 6.2. Ракета-носитель «Союз»
226
Все ступени ракеты работают на экологически чистых компо-
нентах топлива — жидком кислороде и керосине. Ракета Р-7 чуть
ли не единственное средство выведения на орбиту людей, если не
считать китайскую ракету «Чанчжэн-2Р» («Великий поход»), ко-
торая вывела на орбиту китайских космонавтов в корабле «Шень-
чжоу» («Волшебный корабль»), и МТКС «Спейс
Шаттл», потерпевшую две крупнейшие ката-
строфы с гибелью людей (ее эксплуатация за-
кончилась в 2011 г.). Всего с 1957 г. запущено
более 1 750 ракет, базирующихся на конструк-
ции Р-7, из них более 97 % успешно.
Естественно, что за столь длительный пери-
од существования целый ряд конструктивных
решений у ракет этого семейства морально уста-
рел, поэтому в последние годы были разработа-
ны различные проекты модернизации ракеты-
носителя «Союз».
Проект ракеты-носителя «Ямал» создавался
на базе ракеты-носителя «Союз» с использовани-
ем разгонного блока «Фрегат» для запуска на гео-
стационарную орбиту телекоммуникационного
спутника «Ямал» разработки НПО им. С.А. Ла-
вочкина.
Модернизация ракеты-носителя «Союз» в
значительной степени связана с усовершенство-
ванием разгонного блока.
Разгонный блок — это ракетный блок, пред-
назначенный для сообщения полезному грузу,
стартующему в условиях космического полета,
дополнительной скорости для перевода его на
более высокую орбиту, на геостационарную ор-
биту или на отлетную траекторию. Особенности
использования разгонного блока требуют воз-
можности его многократного запуска в полете,
т. е. в условиях невесомости.
В начале 2000 г. комплекс «Ямал» был пере-
работан для запуска с острова Рождества в Ин-
дийском океане. Проект получил название «Ав-
рора» (рис. 6.3).
Рис. 6.3. Ракета-носитель «Аврора»
227
Основные характеристики
ракетно-космического комплекса «Аврора»
Стартовая масса Л/о, т......................... 379
Масса полезного груза Мцт, на орбите:
опорной при запуске с Байконура (//кр = 200 км,
а = 51°)...................................... 11,0
геопереходной при запуске с космодрома:
Байконур...................................... 3,30
на о. Рождества .............................. 4,35
геостационарной при запуске с космодрома:
Плесецк........................................ 1,1
Байконур..................................... 1,6
на о. Рождества ............................... 2,6
Компоненты топлива всех ступеней и разгонного
блока.......................................... О2 + Т1
Рабочий запас топлива, т:
блок первой ступени .......................... 4x37,75
вторая ступень ............................. 151,8
третья ступень.................................. 28,0
разгонный блок.................................. 10,0
Тяга двигательной установки в пустоте Р,„ тс:
блок первой ступени (четыре 14Д22) .......... 4x104,1
вторая ступень (один 11Д111 и один 11Д55Р).. 1x188 + 1x28,0
третья ступень (один 11Д451) ................... 30,6
разгонный блок (один 11Д58МФ).................... 8,0
Максимальная перегрузка, ед......................... 4,6
Максимальный скоростной напор, кгс/м2 ......... 3 500
Дальность падения, км:
блок первой ступени.............................. 350
вторая ступень и головной обтекатель ........... 1535
Длина, м ......................................... 49,815
Максимальный поперечный размер, м................... 8,6
Габаритные размеры (длина/диаметр) блоков PH, м:
блок первой ступени............................ 19,602/3,480
вторая ступень ............................ 27,625/3,440
третья ступень............................... 6,889/3,440
разгонный блок «Корвет»...................... 5,180/3,454
головной обтекатель*........................ 16,065/4,140
* Диаметр зоны полезного груза 3,650 м.
228
Почему Австралия, остров Рождества и Французская Гвиана
(космодром Куру) так привлекательны для размещения стартовых
сооружений ракеты Р-7? Это связано с тем, что эти места находят-
ся в приэкваториальной зоне (о. Рождества — 10° с. ш., Куру —
5° с. ш.).
Что дает такое положение стартовых комплексов? В настоящее
время 75 % всех пусков PH производится для вывода на геостаци-
онарную орбиту спутников связи. Это круговая орбита, лежащая в
плоскости экватора и отстоящая от поверхности Земли приблизи-
тельно на 36 тыс. км. Скорость движения спутника на этом рассто-
янии такова, что его угловая скорость вращения вокруг Земли сов-
падает с угловой скоростью вращения самой Земли вокруг своей
оси. Спутник как бы зависает над определенной точкой планеты,
что является идеальным положением для ретрансляции радиосиг-
налов.
Автором этой идеи был замечательный писатель-фантаст, уче-
ный А. Кларк (1917-2008). В 1945 г. он опубликовал в журнале
Wireless World («Мир без проводов») статью, в которой предложил
использовать для телекоммуникаций ретрансляторы на геостацио-
нарной орбите. Не прошло и 20 лет, как идея Кларка была вопло-
щена, обеспечив создание практически всех глобальных систем
связи, в том числе и Интернета. Международный астрономический
союз официально присвоил геостационару наименование «Орбита
Кларка».
Запуски PH с экватора на восток прибавляют к скорости КА,
сообщаемой ракетой, линейную скорость суточного вращения
Земли. На экваторе она максимальна и равна 465 м/с. Кроме того,
запуск с экватора исключает необходимость осуществления до-
полнительного маневра аппарата для перевода его в плоскость эк-
ватора, как это приходится делать при запуске с Байконура, Пле-
сецка и других космодромов.
Предполагалось, что PH «Аврора» могла быть использована
как трехступенчатая для запуска полезного груза на низкую око-
лоземную орбиту (Н = 200 км, ос = 11,3°, Мпл =11,86 т) и как
четырехступенчатая с разгонным блоком «Корвет» разработки
РКК «Энергия» для доставки полезного груза на переходную к
геостационарной и геостационарную орбиты (при Мо = 379 т мас-
са полезного груза Л/П|=2,6 т при запуске с о. Рождества
(ос = 11,3°), в то время как при запуске с Плесецка на геостацио-
нарную орбиту MlLI =1,1 т, а с Байконура Мпл =1,6 т).
229
Проект предусматривал модернизацию как блоков «пакета»,
так и верхних ступеней.
На каждом из боковых блоков первой ступени планировалось
разместить четырехкамерный двигатель РД-117А (14Д22) с тягой
104,1 тс (в пустоте). Двигатель РД-117А отличается от двигателя
РД-117, стоящего на боковом блоке ракеты Р-7 с 1957 г., кон-
струкцией форсунок: вместо 260 двухкомпонентных струйно-
центробежных форсунок поставлено более 1 000 однокомпонент-
ных центробежных форсунок.
За счет более тонкого распыла топлива существенно улучшены
смесеобразование и полнота сгорания. В результате удельная тяга
увеличилась на 1,3%, а суммарная тяга на Земле — на 50 тс.
Только эта часть проекта модернизации получила материальное
воплощение — двигатели РД-117А успешно отработали на уже
летавшей ракете «Союз-ФГ». На центральном блоке пакета в сере-
дине должен стоять один однокамерный модернизированный дви-
гатель НК-33 (11Д111) с тягой в пустоте 188 тс и один четырех-
камерный рулевой двигатель РД-0124Р (11Д55Р) с тягой в пусто-
те 28 тс по периферии. Следует заметить, что двигатель НК-33
был разработан и испытан для ракеты-носителя Н-1, а двигатель
РД-0124Р представляет собой модификацию ЖРД от блока И ра-
кеты-носителя «Союз-2». Запас топлива на центральном блоке
увеличен на 50 т по сравнению с запасом топлива на PH «Союз».
Третья ступень «Авроры» — усиленный вариант блока И от PH
«Союз» с четырехкамерным РД-0124Э (11Д451).
Четвертая ступень — разгонный блок «Корвет», снабженный
одним однокамерным двигателем 11Д58МФ (модернизированный
двигатель блока ДМ) с тягой в пустоте 8,0 тс. Конструктивно этот
блок похож на блок ДМ многократного запуска, переделанный на
диаметр 3 454 мм (вместо 4 100 мм у блока ДМ). Для ориентации,
стабилизации и запуска в невесомости основного двигателя ис-
пользуются два блока вспомогательных двигателей, работающих
на газообразном кислороде и керосине. «Сухая» масса разгонного
блока «Корвет» 1 649 кг, масса топлива 10 т.
На PH «Аврора» планировалось использовать надкалиберный
головной обтекатель диаметром 4 140 мм и длиной 16,65 м. Реали-
зация проекта была приостановлена из-за финансовых проблем.
В 2001 г. РКК «Энергия» по своей инициативе начала работы
по созданию модернизированной PH «Союз», которая получила
название «Онега» (рис. 6.4). Эта ракета при стартовой массе 390 т
230
должна была выводить на низкую орбиту аппараты массой до
15,3 т, а на геостационарную — до 2,6 т при старте с космодрома
Плесецк. Таким образом мог быть решен вопрос обеспечения га-
рантированного независимого доступа в космос на все без исклю-
чения орбиты с отечественного космодрома.
В проекте «Онега» сохранена традиционная
конструктивно-компоновочная схема с продоль-
ным делением блоков первой и второй ступеней
и поперечным делением верхних ступеней.
В качестве топлива в блоках «пакета» исполь-
зуются жидкий кислород и керосин, на третьей
ступени и в разгонном блоке — жидкий кисло-
род и жидкий водород. Несмотря на увеличение
на 600 мм диаметра блока второй ступени, со-
хранены габаритные размеры хвостовой части.
Такое решение позволяет использовать один из
существующих стартовых комплексов ракеты
«Союз» с проведением доработок, связанных с
применением жидкого водорода и увеличением
стартовой массы на 25 %.
В PH «Онега» предполагалось использо-
вать современные ракетные двигатели: на цен-
тральном блоке — двигатель РД-120.1 ОФ с
тягой в пустоте 80 тс, на боковых блоках —
двигатели РД-191 с тягой в пустоте 200 тс (оба
двигателя сконструированы в НПО «Энерго-
маш»), на третьей ступени — двигатель
РД-0146Э (сконструирован в КБХА).
Одновременно с проектом PH «Онега» в
РКК «Энергия» разрабатывался проект косми-
ческого корабля «Клипер». Он создавался на
смену пилотируемому космическому кораблю
«Союз», который почти за 40 лет эксплуатации
морально и технически устарел.
Основные отличия «Клипера» от КК «Со-
юз»: увеличение численности экипажа до ше-
сти человек, увеличение массы доставляемых
Рис. 6.4. Ракета-носитель «Онега»
Г
231
и возвращаемых грузов до 500 кг (при экипаже шесть человек),
уменьшение перегрузок при спуске до 2,5g0, возможность боково-
го маневра ±500 км, увеличение точности посадки (в радиусе до
15 км). Корабль мог использоваться как в пилотируемом, так и в
беспилотном (автоматическом) режиме. Основное назначение ко-
рабля — обслуживание орбитальных станций на околоземных ор-
битах, выполнение функций корабля-спасателя, а также осуществ-
ление автономных полетов с длительностью 5... 15 сут.
Рассматривалось два типа возвращаемого аппарата:
1) «несущий корпус» (рис. 6.5, а) — с вертикальной (парашют-
ной) посадкой;
а
б
Рис. 6.5. Два варианта возвращаемого аппарата корабля «Клипер»:
а — модель по схеме «несущий корпус»; б — модель «крылатого» варианта
232
2) «крылатый» (рис. 6.5, б) — с высоким аэродинамическим
качеством и горизонтальной (самолетной) посадкой.
Космический корабль «Клипер» состоит из возвращаемого ап-
парата 2 и агрегатного отсека 3 (рис. 6.6). «Крылатый» вариант
имеет сходство с космическим кораблем «Гермес», разработанным
в конце 1980-х годов Европейским космическим агентством (ЕКА)
для запуска его ракетой-носителем «Ариан-5».
Рис. 6.6. Схема агрегатирования пилотируемого многоразового корабля
«Клипер»:
/ — двигательная установка системы аварийного спасения; 2 — возвращаемый
аппарат; 3 — агрегатный отсек; 4 — сбрасываемый защитный кожух; 5 — быто-
вой отсек
Предэскизное проектирование было решено вести по двум ва-
риантам (разработку «крылатого» аппарата планировалось осу-
ществлять совместно с КБ им. П.О. Сухого). Впоследствии для
реализации мог быть выбран один из этих вариантов.
Возвращаемый аппарат (ВА) предназначен для размещения
экипажа и обеспечения его функционирования на этапах выведе-
ния, орбитального полета и спуска. Он состоит из негерметичного
фюзеляжа 3 и герметичного модуля кабины 2 (рис. 6.7). Снаружи
233
фюзеляж покрыт теплозащитой многоразового использования,
спереди от тепловых потоков защищен носовым коком из абляци-
онного теплозащитного материала. В нем же размещен блок дви-
гателей причаливания и ориентации. С внутренней стороны уста-
новлены баки с топливом, приводы аэродинамических органов
управления и другое оборудование.
Рис. 6.7. Схема агрегатирования возвращаемого аппарата корабля
«Клипер»:
/ — рули направления; 2 — модуль кабины; 3 — фюзеляж; 4 — балансировоч-
ный щиток
Модуль кабины (МК) (рис. 6.8) — сварная герметичная обо-
лочка объемом 20 м3, изготовленная из алюминиевого сплава. Ка-
бина выполнена полупогруженной в фюзеляже, который защищает
ее от высоких температур и скоростного напора. Верхняя часть
кабины закрыта теплозащитными панелями. В МК кроме экипажа
размещаются бортовой комплекс управления, радиоэлектронная
аппаратура, средства жизнеобеспечения, парашютный контей-
нер — все это является многоразовым.
234
Рис. 6.8. Компоновка возвращаемого аппарата корабля «Клипер»:
/ — посадочный люк; 2 — парашютный контейнер; 3 — реактивный двигатель ориентации и причаливания; 4 — пульт управ-
ления; 5 — поворотное кресло; 6 — аэродинамический щиток; 7— приборы и оборудование
Агрегатный отсек (АО) предназначен для размещения газа, пи-
щи, воды, а также запасов топлива для объединенной двигательной
установки. Конструктивно АО состоит из двух частей — корпуса и
бытового отсека (БО) (см. рис. 6.6) и является одноразовым.
Корпус БО — сварная герметичная оболочка объемом 8 м3. На
БО размещено два стыковочных узла: с одной стороны отсека для
стыковки с орбитальной станцией, с другой — для стыковки с МК.
Внутри БО находятся спальные места и санитарно-гигиеническое
оборудование. Отделение возвращаемого аппарата от агрегатного
отсека производится после выдачи тормозного импульса для схода
с орбиты. Схема возвращения и посадки ВА на Землю представле-
на на рис. 6.9.
Рис. 6.9. Схема приземления возвращаемого аппарата
Степень многоразовости у космического корабля — 0,8, а у его
ВА — 0,95 (не возвращаются агрегатный и бытовой отсеки, у ВА
заменяются лобовой кок и парашютная система).
Общая концепция проекта — одноразовый носитель (PH «Оне-
га») и почти полностью возвращаемый космический корабль.
Одновременно с созданием PH «Онега» шла проработка вопро-
са о возможности запуска КК «Клипер» с помощью PH «Зенит-2
SLB» (массу полезного груза планировалось снизить до 13 т). Ав-
236
торы проекта считали, что его осуществление возможно за
3...4 года при условии включения его в Федеральную программу и
соответствующем финансировании (чего, к сожалению, не про-
изошло).
Позднее, в начале 2005 г., по инициативе ЕКА была создана
объединенная группа российских и европейских инженеров, в за-
дачу которой входила выработка концепции конструкции перспек-
тивной пилотируемой транспортной системы (ППТС). В результа-
те оценки различных вариантов был выбран проект, в котором ре-
комендовалось использовать «капсульный» вариант возвращаемого
аппарата конической формы, а не «крылатый» и не «несущий кор-
пус», как это предполагалось реализовать на КК «Клипер». Вместе
с прекращением работ по КК «Клипер» были прекращены работы
и по PH «Онега».
Наиболее близким к реализации был российско-европейский
проект «Союз» в Гвианском космическом центре («Союз-ГКЦ») с
ракетой-носителем «Союз-СТ». В 2003-2004 гг. были приняты
важные политические решения о долгосрочном сотрудничестве
Российской Федерации и Французской Республики в области со-
здания и использования ракет-носителей и размещения стартового
комплекса PH «Союз-СТ» в ГКЦ. Назначены организации, отве-
чающие за реализацию проекта со стороны России и ЕКА. Основ-
ная цель проекта — использование приэкваториального располо-
жения ГКЦ (5°17'с. ш.) для повышения энергетической эффек-
тивности PH «Союз-СТ» и ее конкурентоспособности в своем
классе.
Основные характеристики PH «Союз-СТ»
Компоненты топлива......................... О2 + Т1
Масса, т:
стартовая Л70 (с КГЧ)....................... 311,7
PH (без КГЧ) ................................. 303,2
конструкции PH (без ГЧ)....................... 24,4
заправляемых компонентов топлива.............. 278,8
Тяга двигателей на уровне моря / в пустоте, кН:
первая и вторая ступени...................... 4 146,4/5 075,3
вторая ступень........................... 792,0/990,0
третья ступень:
модификация 1а........................ —/297,93
модификация 16........................ —/294,20
237
За счет разницы наклонения переходных орбит ракета-носи-
тель может вывести на геостационарную орбиту полезный груз
массой в 2,5-3 раза большей, чем при пуске с Байконура.
Следует отметить, что с точки зрения массы полезного груза,
запускаемого к МКС, новый стартовый комплекс преимуществ не
дает из-за специфического наклона орбиты станции (51,6°), также
бесполезен он и для автономных пилотируемых полетов на приэк-
ваториальных орбитах, поскольку последние имеют минимальную
зону наблюдения и находятся вне зоны наблюдения российских
научно-измерительных пунктов (НИПов). При этом PH «Союз-
СТ» рассматривается как составная часть европейского ряда носи-
телей, заполняющая нишу, пустующую после прекращения экс-
плуатации PH «Ариан-4» (возможно, до поступления в эксплуата-
цию собственной PH средней грузоподъемности «Ариан-6» или
для подстраховки на случай ее неудачной разработки).
Для России экономическая целесообразность реализации про-
екта «Союз-ГКЦ» заключается в том, что предприятия получат
дополнительные заказы на изготовление трех-четырех PH «Союз-
СТ» в год. В целом это положительно скажется на стабилизации
промышленного производства и сохранении кооперации разработ-
чиков и изготовителей.
Ракета-носитель «Союз-СТ» является вариантом создаваемой в
РКЦ «ЦСКБ-Прогресс» ракеты «Союз-2», адаптированной к усло-
виям эксплуатации в ГКЦ (климат, морская транспортировка и др.)
и удовлетворяющей некоторым другим дополнительным требова-
ниям (обеспечение гарантированного затопления блоков ракеты в
случае приводнения, введение системы прекращения полета по
команде с Земли и др.).
Эскизный проект PH «Союз-2» предусматривал следующие
направления модернизации:
• улучшение энергетических характеристик двигателей пер-
вой и второй ступеней за счет применения новых форсуночных
головок;
• использование системы управления по «гибкой» траектории с
применением БЦВМ. (Впервые на ракете семейства «Союз» по-
ставлена гиростабилизированная платформа вместо традиционных
гирогоризонта и гировертиканта. Это привело к изменению всей
концепции старта — PH «Союз-2» будет ориентироваться по ази-
муту в полете на вертикальном участке траектории, а не поворо-
том всей ракеты на старте);
238
• использование на третьей ступени нового двигателя РД-
0124А (разработки КБХА) с высокими удельными характеристи-
ками вместо «старого» двигателя РД-0110. При одной и той же
тяге в пустоте (~300 кН) в двигателе РД-0124А, работающем на
тех же компонентах топлива, за счет увеличения давления в каме-
ре сгорания с 6,8 до 15,7 МПа удельный импульс тяги в пустоте
повысился с 3 195 до 3 570 м/с. Кроме того, двигатель РД-0124А
имеет увеличенный ресурс работы. Постановка на третью ступень
(блок И) PH «Союз-2» нового двигателя позволит увеличить на
18 % массу полезного груза, выводимого на низкую околоземную
орбиту. Модернизированный блок И предполагается использовать
также в PH «Ангара», в проектах «Русь», «Воздушный старт», в
новых модификациях PH семейства «Союз»;
• использование в проекте «Союз-ГКЦ» обеих модификаций
третьей ступени (1а и 16) как с разгонным блоком «Фрегат», так и
без него;
• обеспечение максимальной преемственности конструкции с
прототипом;
• оснащение ракеты новым головным обтекателем диаметром
4,11 ми длиной 11,4 м.
Планировалось, что разгонный блок «Фрегат» (рис. 6.10) в
составе ракеты «Союз-СТ» будет выполнять следующие операции:
• довыведение полезного груза с незамкнутой орбиты, форми-
руемой PH, на опорную орбиту ИСЗ;
• выведение полезного груза с опорной орбиты на геопереход-
ную и геостационарную орбиты, а также на солнечно-синхронную
и другие высокоэллиптические орбиты.
Конструктивную основу разгонного блока «Фрегат» составляет
блок баков маршевой двигательной установки, состоящей из ше-
сти сваренных между собой сферических оболочек одинакового
диаметра. Четыре сферы используются в качестве топливных ба-
ков, две — как приборные контейнеры.
Благодаря маршевому двигателю многократного запуска С5.92
разработки КБХМ разгонный блок может выводить космические
аппараты на перечисленные ранее орбиты оптимальным образом,
а также обеспечивать их разведение по рабочим орбитам в случае
группового запуска космических аппаратов.
Автономная система управления блока, разработанная НПЦ
АП им. Н.А. Пилюгина, строится на основе трехосной гиростаби-
лизированной платформы ПВ-300 и БЦВМ «Бисер-6» и обеспечи-
вает решение навигационных задач с высокой точностью.
239
Рис. 6.10. Разгонный блок «Фрегат»
Основные характеристики РБ «Фрегат»
Масса, кг:
начальная (при максимальной заправке)...... 6 592
конечная...................................... 950
Длина, м.................................... 1,5
Диаметр, м ..................................... 3,35
Маршевая двигательная установка
Компоненты топлива........................... АТ + НДМГ
Рабочий запас топлива, кг...................... 5 600*
Тяга, кН......................................... 20
Двигательная установка ориентации
Топливо ..................................... Гидразин
Рабочий запас топлива, кг........................ 42
Количество двигателей ориентации................. 12
Тяга, кН........................................ 0,005
*
В случае необходимости возможно увеличение массы рабочего топлива до
6 300 кг за счет баков увеличенной емкости.
240
Финансирование проекта осуществляется европейской сторо-
ной. Вклад России составляют разработанные по Федеральной
космической программе и отработанные на российских космо-
дромах PH «Союз-СТ» и РБ «Фрегат». Первый пуск PH «Союз-
СТ» с РБ «Фрегат» из ГКЦ, заправлять которую будут француз-
ским керосином и кислородом, планировалось осуществить в де-
кабре 2006 г. Сроки первого пуска неоднократно переносились,
что было связано с задержкой изготовления стартового комплек-
са. На июнь 2009 г. уже имелось четыре твердых заказа на ком-
мерческие пуски «Союза» из Куру, а компания Arianespace зака-
зала у РКЦ «ЦСКБ-Прогресс» 10 ракет. Первый запуск PH «Со-
юз-СТ» с разгонным блоком «Фрегат» состоялся 21 октября
2011 г.
С 1958 г. серийное производство ракет семейства «Союз» ве-
дется на самарском заводе «Прогресс». Надежность, оптималь-
ность конструктивно-компоновочной схемы, отработанная техно-
логия изготовления стимулируют кон-
структоров РКЦ «ЦСКБ-Прогресс»
работать над новыми вариантами ра-
кет этого семейства.
В ближайшие годы (2013-2014) бу-
дут введены в эксплуатацию два новых
варианта таких ракет-носителей легко-
го класса: «Союз-1» и наиболее мощ-
ный представитель этого семейства PH
«Союз-2-3» (рис. 6.11), их основные
характеристики представлены в
табл. 6.1.
Рис. 6.11. Ракеты-носители «Союз-1» (а)
и «Союз-2-3» (б) а g
241
Таблица 6.1
Основные характеристики PH «Союз-1» и «Союз-2-3»
Характеристика «Союз-1» «Союз-2-3»
Класс носителя Стартовая масса Л/о, т Стартовая тяговооруженность Легкий 158,0 1,17 Средний 335,5-340,0 ~1,4-1,5 (в зависимости от режима
Длина, м Максимальный поперечный размер, м Компоненты и рабочий запас топлива, т: первая ступень 44,0 3,0 О2 + керосин; нет свед. работы НК-33) 47,0 10,3 О2 + керосин; нет свед.
вторая ступень О2 + керосин; 22,5 О2 + керосин; нет свед.
третья ступень Тип и тяга маршевой двигательной уста- новки на Земле / в пустоте, тс: первая ступень НК-33 (1 шт.); 185/202,6 О2 + керосин; 22,5 РД-107А (4 шт.); 342,4/416
вторая ступень РД-0124 (1 шт.);—/30 НК-33 (1 шт.); 185/202,6
третья ступень — РД-0124 (1 шт.);—/30
Используемый космодром Байконур Плесецк Байконур Плесецк Куру
Масса полезного груза Л/пл, т: на НОО (77=200 км) 2,85 2,80 10,0 9,70 10,70
(а = 51,8°) (а = 62,8°) (а = 51,8°) (а = 62,8°) (а = 5,3°)
на ГПО — — 2,48 2,10 3,90
Относительная масса полезного груза, % 1,8 1,77 3,1 2,8 2,9
Ракета-носитель «Союз-1» предназначена для замены носите-
лей семейств «Циклон», «Космос-ЗМ» и дублирует PH «Рокот».
Отличается от них прежде всего экологической чистотой. Это ра-
кета легкого класса со стартовой массой 158 т и длиной 44 м. Мо-
жет выводить на низкую околоземную орбиту спутники массой до
2,85 т.
«Союз-1» представляет собой двухступенчатый тандем, ском-
понованный из центрального блока и третьей ступени (блока И) от
PH «Союз-2». Блок первой ступени претерпел некоторые измене-
ния: он выполнен целиком в виде цилиндра, в нем нет перехода на
конус в нижней части блока, как это имеет место у остальных мо-
дификаций семейства. Диаметр блока 3,46 м (доведен до диаметра
блока И). На блоке установлены опоры под стрелы стартового со-
оружения вместо кронштейнов крепления боковых блоков. В каче-
стве маршевого двигателя первой ступени планируется использо-
вать НК-33. В основном варианте проекта предполагалось разме-
стить двигатель в карданном подвесе.
В качестве второй ступени используется модернизированный
для ракеты «Союз-2» блок И. Управление по крену на участке
работы первой ступени планировалось с помощью двух блоков
неподвижных сопел, расположенных в верхней части хвостового
отсека. Каждый блок состоит из трех сопел — двух тангенциаль-
ных и одного продольного. Сопла работают на горячем окисли-
тельном газе с постоянным расходом, отбираемом из затурбинно-
го тракта пневмогидравлической схемы НК-33. При отсутствии
возмущений в канале крена газ истекает через продольные сопла,
создавая дополнительную тягу. При возникновении возмущений
газ направляется в одну из пар тангенциальных сопел. На по-
следнем этапе разработки для ускорения создания PH «Союз-1»
было принято решение отказаться от карданной подвески двига-
теля НК-33 и использовать неподвижный двигатель в сочетании с
рулевым РД-01 ЮР.
Терминальная система управления ракетой заимствована от
«Союза-2», но ее программное обеспечение и настройка модифи-
цированы под новые параметры ракеты. Ракета будет работать на
экологически чистых компонентах топлива и запускаться с суще-
ствующих стартовых сооружений. Не исключено использование
PH «Союз-1» для запусков с космодрома Куру во Французской
Гвиане.
243
«Союз-2-3» — ракета-носитель среднего класса со стартовой
массой 340 т и длиной 47 м. Предназначена для запуска автомати-
ческих аппаратов массой до 10 т на низкую околоземную орбиту и
массой до 2,5 т на геопереходную орбиту. Первая ступень PH
«Союз-1» становится центральным блоком PH «Союз-2-3», к кото-
рому по обычной для этого семейства пакетной схеме подсоеди-
няются четыре боковых блока, снабженные модернизированными
двигателями РД-107А. Блок И становится в этой ракете третьей
ступенью. Ранее первый пуск этой ракеты намечался на 2010 г., но
с учетом приоритетной разработки «Союз-1» был передвинут на
более поздние сроки.
6.2. Ракеты-носители семейства «Русь-М»
и перспективный пилотируемый корабль
нового поколения
Семейство «Русь-М». В марте 2009 г. завершился конкурс,
объявленный Роскосмосом на создание новой ракеты-носителя
среднего класса повышенной грузоподъемности (PH СК ПГ). По-
бедителем конкурса стала группа организаций, в которую вошли
РКЦ «ЦСКБ-Прогресс», ГРЦ им. В.П. Макеева и РКК «Энергия»
им. С.П. Королева. «ЦСКБ-Прогресс» является головным пред-
приятием, отвечающим за создание всей ракеты, и разрабатывает
вторую ступень, ГРЦ им. В.П. Макеева создает техническую до-
кументацию на первую ступень.
Ракета-носитель, получившая название «Русь-МП», предназна-
чена в основном для запусков перспективных пилотируемых кос-
мических кораблей нового поколения разработки РКК «Энергия» с
космодрома Восточный.
Согласно требованиям Роскосмоса, на базе исходной PH СК
ПГ, способной вывести на околоземную орбиту высотой 200 км
при наклоне к экватору 51,8° полезный груз массой около 24 т,
должно быть создано семейство ракет с грузоподъемностью 7, 35,
50 и даже 100 т. Это новое семейство ракет должно позволить ре-
шить не только задачи, связанные с освоением околоземного кос-
мического пространства, но и такие амбициозные задачи, как пи-
лотируемые полеты к Луне и Марсу. При создании семейства ра-
кет различной грузоподъемности в этом проекте используется
блочно-модульный принцип построения их конструктивно-
компоновочной схемы (рис. 6.12).
244
Рис. 6.12. Ракеты-носители семейства «Русь-М»:
а — «Русь-МС»; б — «Русь-МП»; в — «Русь-МТ-35»; г — «Русь-МТ-50»
Первые ступени ракет разрабатываются на базе универсального
ракетного блока (УРБ) с кислородно-керосиновым двухкамерным
двигателем РД-180, создаваемым НПО «Энергомаш» для этого
блока в специальной модификации. Характеристики носителей
семейства «Русь-М» приведены в табл. 6.2.
Базовый вариант (PH СК ПГ «Русь-МП», рис. 6.13) имеет в
качестве первой ступени жесткую связку из трех неразделяю-
щихся в полете УРБ. На второй ступени (моноблочной кисло-
родно-водородной) установлены четыре безгазогенераторных
двигателя РД-0146, разработанные КБХА по схеме, аналогичной
схеме известного двигателя RL-10 американской фирмы Pratt
Whitney.
245
Таблица 6.2
Основные характеристики носителей семейства «Русь-М»
Характеристика «Русь-МС» «Русь-МП» (PH СК ПГ) «Русь-МТ-35» «Русь-МТ-50»
Класс носителя Средний Средний, повы- шенной грузо- подъемности Тяжелый Тяжелый
Стартовая масса Л/о, т 233-235 673 = 1100 = 1433
Стартовая тяговооруженность 1,68 = 1,36 1,77 = 1,2-1,36
Длина, м Нет свед. 61,1 Нет свед. Нет свед.
Максимальный поперечный размер, м 3,8 11,6 11,6 11,6
Компоненты и рабочий запас топлива, т: первая ступень вторая ступень третья ступень О2 + керосин; 180 О2 + керосин; 22,5 О2 + керосин; 540 О2 + Н2; 46,5 О2 + керосин; 900 О2 + Н2; 46,5 О2 + керосин; 960 О2 + керосин; 240 О2 + Н2; 50
Тип и тяга маршевой двигательной установки на Земле / в пустоте, тс: первая ступень вторая ступень третья ступень РД-180 (1 шт.); 390/424 РД-0124(1 шт.); —/30 РД-180 (3 шт.); 916,5/1 016,1 РД-0146 (4 шт.); —/40 РД-180 (5 шт.); 1 950/2 120 РД-0146 (4 шт.); —/40 РД-180 (4 шт.); 1 560/1 696 РД-180 (1 шт.);-156/170* РД-0146 (4 шт.);—/40
Масса полезного груза мп.г, т:
на НОО (Я =200 км, а = 51,8°) 6,5 -23,8 33,0-36,0 53,0-54,0
на ГСО — 40 (с РБ) 7,0-7,5 = 11,5
Относительная масса полезного груза, % -2,8 -3,5 -3,2 =3,77
При 40 % номинала.
«Русь-МС» можно считать дублером ракеты «Союз-У» при за-
пусках с космодрома Восточный автоматических космических ап-
паратов. Состоит из одного УРБ (первая ступень) и блока И от но-
сителя «Союз-2» (вторая ступень). Раке-
та может вывести на круговую орбиту
высотой 200 км при наклоне к экватору
51,8° полезный груз массой 6,5 т.
На PH «Русь-МТ-35» грузоподъем-
ностью 35 т на первой ступени применя-
ется связка из пяти УРБ, а в качестве
второй ступени — кислородно-водород-
ная ступень от базовой ракеты «Русь-
МП» с четырьмя двигателями РД-0146.
Ракета может быть использована для
запуска тяжелых автоматических косми-
ческих аппаратов на геопереходную и
геостационарную орбиты.
На PH «Русь-МТ-50» грузоподъем-
ностью 50 т применяются пять УРБ на
первой ступени и кислородно-водород-
ный блок на второй ступени. Обе ступени
имеют увеличенную заправку. Предна-
значена для пилотируемых полетов к
Луне и Марсу. Предполагается, что при
использовании по пяти УРБ в качестве
Рис. 6.13. Предполагаемый внешний вид PH
«Русь-МП» (в качестве полезного груза изоб-
ражен пилотируемый корабль разработки
РКК «Энергия»):
/ — двигательная установка системы аварийного
спасения; 2 — возвращаемый аппарат; 3 — обте-
катель; 4 — служебный модуль; 5 — бак горючего
(Н2) второй ступени; 6 — бак окислителя (О2)
второй ступени; 7 — четыре кислородно-водород-
ных двигателя РД-0146 второй ступени; 8 — фер-
менный межступенчатый отсек; 9, 10 — баки окис-
лителя (О2) боковых и центрального блоков первой
ступени; //, 12 — баки горючего (керосин) боко-
вых и центрального блоков первой ступени; /3,
14— кислородно-керосиновые двигатели РД-180
боковых и центрального блоков первой ступени
248
первой ступени в последних двух модификациях ракет запредель-
ные осевые перегрузки на участке работы этих УРБ можно будет
снизить до приемлемых значений за счет дросселирования тяги дви-
гателей в полете.
Особенностью семейства является унифицированный старто-
во-стыковочный блок. При унификации посадочных мест УРБ
данное решение позволяет эксплуатировать все ракеты семейства
«Русь-М» (см. рис. 6.12) с одного универсального стартового ком-
плекса. Универсальные для всего семейства PH стартовые и тех-
нические комплексы являются частями космического ракетного
комплекса и создаются как объекты нового строительства на кос-
модроме Восточный.
Перспективный пилотируемый корабль (ППК). Работа по
проектированию корабля была начата объединенной группой ев-
ропейских и российских инженеров, созданной по инициативе Ев-
ропейского космического агентства. В 2005 г. обсуждалась воз-
можность создания совместной европейско-российской пилотиру-
емой космической транспортной системы. Эта группа проделала
большую работу: сформулировала основные требования, наметила
основные характеристики и облик ППК. Для России этот корабль
должен прийти на смену КК «Союз». Концепция проекта ППК
должна объяснить причину отказа от продолжения работ по КК
«Клипер».
Основные требования к ППК.
1. Корабль должен иметь две модификации: на ближайшую
перспективу для полетов на околоземных орбитах и обслуживания
МКС и на отдаленную перспективу для полетов к Луне и Марсу.
2. Корабль должен быть существенно больше «Союза». При
полетах к орбитальной станции в нем должны размещаться экипаж
из шести человек и 500 кг груза; при полетах к Луне — до четырех
человек и 100 кг груза.
3. Возвращаемый аппарат должен быть многоразовым и экс-
плуатироваться не менее 10 раз. Новый корабль должен обеспечи-
вать перегрузки при выведении не более 4go, а при штатном
спуске не более 3g0. Спасение экипажа должно обеспечиваться на
всем участке выведения и при посадке на воду. Возвращаемый ап-
парат должен осуществлять штатную посадку на сушу (на терри-
тории России) с точностью до 15 км (по радиусу).
Требование повышенной точности посадки спускаемого аппа-
рата связано с ограниченными площадями отчуждения при запус-
ке ППК (и при посадке) с космодрома Восточный.
249
После анализа различных типов возвращаемых аппаратов,
включая «крылатый» и «несущий корпус», был выбран «капсуль-
ный» вариант конической формы типа «Аполлон» диаметром
4,4 м, как наиболее полно удовлетворяющий перечисленным тре-
бованиям. Для выполнения требований по точности приземления
РКК «Энергия» предложила отказаться от традиционного пара-
шютного торможения ВА при спуске в атмосфере, чтобы избежать
ветрового сноса, и использовать для этой цели реактивные двига-
тели, как это делалось на автоматических КА и на лунном корабле
в программе «Аполлон» при осуществлении их посадки на не
имеющую атмосферы Луну.
Основные работы по проектированию ППК были проделаны в
РКК «Энергия». Предварительные материалы по проекту, изложен-
ные далее в сокращенном виде, были опубликованы в [20]. Позднее
сообщалось, что общая компоновка корабля после экспертизы эс-
кизного проекта в научно-техническом совете Роскосмоса (в мае
2010 г.) в целом сохранила облик, описанный в [20]. Остался без
изменений и реактивный способ вертикальной посадки ВА с помо-
щью реактивных двигателей на твердом топливе и даже увеличена
точность посадки (2,5 км от расчетной точки посадки). Отказ от па-
рашютного торможения и переход исключительно на реактивное
торможение с помощью твердотопливных двигателей заложены в
проект впервые. Для полного гашения скорости ВА к моменту его
приземления и соблюдения при этом определенных ограничений по
перегрузкам необходимо регулировать тягу тормозной двигатель-
ной установки. Эффективно регулировать тягу РДТТ в процессе его
работы не удается. Возможно, в проекте заложено последовательное
включение групп двигателей (из 12 имеющихся) или поворот их в
пределах ±45° для изменения осевой составляющей тяги. Все это
должно происходить по командам от системы, аналогичной системе
РКС, применяемой в аналоговой системе управления ракетой, с тем
чтобы обеспечить нулевую скорость ВА на нулевой высоте, т. е. на
поверхности Земли, и не превысить допустимые перегрузки на
участке торможения.
По сообщению генерального конструктора РКК «Энергия»
В.А. Лопоты, в январе 2011 г. на последнем этапе разработки ППК
принято решение об использовании комбинированной системы
торможения спускаемого аппарата — парашютной и реактивной.
Для уменьшения ветрового сноса аппарата парашютную систему
предполагается вводить на небольшой высоте от поверхности Земли.
250
Рассмотрим конструкцию ППК для полетов к МКС. Корабль
состоит из двух отсеков — возвращаемого аппарата сегментно-
конической формы и служебного модуля. На основании опыта
проектирования КК «Союз» авторами проекта оценена масса ППК
(12 000 кг при полетах к МКС). Создаваемая для запусков этого
корабля с космодрома Восточный PH СК ПГ «Русь-МП» будет
иметь достаточную грузоподъемность (23,8 т).
Возвращаемый аппарат конструктивно делится на командный
и двигательный отсеки.
Командный отсек (КО) предназначен для размещения экипажа,
оборудования, обеспечивающего его жизнедеятельность, аппарату-
ры систем управления бортовым комплексом, а также для размеще-
ния доставляемого на станцию или возвращаемого со станции груза.
Корпус КО — сварная герметичная конструкция, состоящая из ко-
нической оболочки, подкрепленной силовым набором, и двух днищ.
В верхней части корпуса к днищу крепится активный стыковочный
агрегат с диаметром в свету 1 000 мм. На конической оболочке
устанавливается посадочный люк; в люке имеется иллюминатор.
Двигательный отсек (ДО) предназначен для размещения твер-
дотопливной двигательной установки и баков с топливом для си-
стемы исполнительных органов спуска (СНОС). Конструкция кор-
пуса представляет собой негерметичную коническую оболочку со
сферическим днищем. В нижней части конуса размещены четыре
посадочные опоры. Между опорами находятся 12 твердотоплив-
ных двигателей, позволяющих качание двигателей в пределах
±45°. В верхней части конуса, снаружи оболочки, размещены дви-
гатели тангажа и курса СИОС. Двигатели крена СИОС размещены
в нижней части ВА. Тяга каждого двигателя 60 кгс. Снаружи ВА
покрыт одноразовой, но легкосъемной теплозащитой. Благодаря
использованию алюминиево-литиевых сплавов В-1461 и В-1469Т,
превосходящих по прочностным свойствам сплав АМг-6, приме-
няемый для изготовления корпусов КК «Союз», а также за счет
использования углепластика масса ВА будет уменьшена на
20...30 % по сравнению с массой ВА, изготовленного из традици-
онных материалов.
Служебный модуль (СМ) представляет собой цилиндрическую
оболочку с коническим переходником для стыковки с ВА и базо-
вым шпангоутом для стыковки с PH. На наружной поверхности
СМ крепятся две солнечные батареи, состоящие из четырех секций
каждая, общей площадью 22 м2. По всей поверхности корпуса рас-
251
полагается радиационный теплообменник системы обеспечения
терморегулирования (СОТР) общей площадью 18 м2. На кониче-
ском переходнике устанавливаются двигатели причаливания и
ориентации (ДПО) тягой по 25 кгс. Внутри корпуса расположены
Рис. 6.14. Компоновка ППК на ракете-носителе
252
баки комбинированной двигательной установки. В нижней части
модуля размещены аккумуляторные батареи и восемь двигателей
тягой по 60 кгс каждый.
На ракету-носитель ППК устанавливается через адаптер
(рис. 6.14). На эту сборку надвигается обтекатель. Через обтека-
тель ВА связан с системой аварийного спасения. При нормальном
полете после прохождения участка больших скоростных напоров
обтекатель сбрасывается.
Специальной модификацией корабля является ППК для поле-
тов к Луне (так называемый лунный ППК). Основные отличия
связаны с изменением численности экипажа, продолжительностью
автономного полета, а также с изменением средств теплозащиты
ВА, которые должны при возвращении на Землю обеспечивать
благополучное вхождение в атмосферу со второй космической
скоростью. Поскольку схема полета к Луне предусматривает сов-
местный с ППК вывод на околоземную орбиту разгонного блока,
масса такой связки оценивается в 16 500 кг. Лунный ППК может
запускаться одной из PH семейства «Русь-М».
6.3. Семейство ракет-носителей «Ангара»
Идея создания и разработки конструкции ракет-носителей се-
мейства «Ангара» (рис. 6.15) по блочно-модульному принципу при-
надлежит НПЦ им. М.В. Хруничева. В основу всех носителей
этого семейства положен универсальный ракетный модуль (УРМ).
В состав УРМ входят баки горючего, окислителя и двигатель
РД-191. Модуль выполнен по схеме «моноблок» с несущими ба-
ками и передним расположением бака окислителя.
Двигатель РД-191, созданный в НПО «Энергомаш», работает
на компонентах топлива керосин + жидкий кислород. Этот одно-
камерный двигатель является вариантом четырехкамерных двига-
телей РД-170 и РД-171, которые были установлены на первых сту-
пенях PH «Энергия» и «Зенит» соответственно, и двухкамерного
двигателя РД-180, созданного для PH «Атлас-Ш». Тяга двигателя
РД-191 у Земли до 196 тс, в пустоте 213 тс. Удельная тяга на Земле
кгс кгс
309,5 ----, в пустоте 337,5 ---. Для обеспечения управления
кг/с кг/с
ракетой-носителем в полете двигатель закреплен в карданном под-
весе. Размеры УРМ были выбраны исходя из имеющейся на заводе
Центра им. М.В. Хруничева технологической оснастки. Один та-
253
кой УРМ является первой ступенью носителя легкого класса,
создаваемого в рамках программы «Ангара-1». В качестве второй
ступени на этом варианте PH, именуемом «Ангара-1.2», использу-
ется ракетный блок типа блока И, созданный для PH «Союз-2»
(с двигателем РД-0124А с тягой в пустоте 30 тс и удельной тягой
к гс
в пустоте 357 ---- разработки КБХА). Масса топлива второй сту-
кг/с
пени PH «Ангара-1.2» 22,5 т, «сухая» масса 2,5 т.
Рис. 6.15. Семейство ракет-носителей «Ангара»:
а — «Ангара-1.2»; б — «Ангара-АЗ» с разгонным блоком «Бриз-М»; в — «Анга-
ра-АЗ» с КВТК; г — «Ангара-А7» с КВТК-А7
Носитель среднего класса «Ангара-АЗ» образован добавлени-
ем двух УРМ, а «Ангара-А5» — четырех УРМ в качестве блока
первой ступени к ракете-носителю легкого класса «Ангара-1.2».
Носитель тяжелого класса «Ангара-А7» образован добавлением
254
к центральному блоку с увеличенным диаметром (до 4,1 м вместо
3,6 м) шести дополнительных УРМ в качестве блока первой сту-
пени. В качестве третьей ступени в этой PH предполагается ис-
пользовать кислородно-водородный блок, оснащенный двумя дви-
гателями РД-0146. Основные характеристики носителей «Ангара»
приведены в табл. 6.3.
К достоинствам разработанных по блочно-модульному
принципу PH семейства «Ангара» можно отнести:
• широкий диапазон полезной нагрузки, выводимой на
НОО, — 3,8...35 т);
• высокую преемственность и использование в значительной
степени существующих и отработанных систем, технологий, мате-
риалов;
• использование на всех ступенях PH экологически чистых
компонентов топлива.
Следует отметить, что в случае построения конструктивно-
компоновочной схемы носителей по блочно-модульному прин-
ципу имеется и явный недостаток. Основным критерием оп-
тимизации проектных параметров ракеты при такой конструк-
тивно-компоновочной схеме является минимальная стоимость ее
изготовления и пуска. В меньшей степени здесь удается учиты-
вать такие критерии, как минимальные энергетические затраты
на решение поставленной пуском задачи (A/o)min и максимальная
массовая отдача Дело в том, что у PH семейства
«Ангара» для каждого УРМ свои «расчетные случаи нагружения»,
так как условия работы модулей в каждом варианте различны. По-
этому при проектировании УРМ необходимо брать наиболее тяже-
лый случай нагружения, в остальных вариантах УРМ в ракете будут
недогружены или перетяжелены. Указанный недостаток в какой-то
степени компенсируется снижением стоимости производства и
унификацией стартового и заправочного оборудования для всех ра-
кет семейства.
Летом 2009 г. были проведены успешные огневые стендовые
испытания двигателя РД-191 в составе блока УРМ-1. На космодро-
ме Плесецк идет строительство стартового комплекса. Головным
предприятием по производству PH семейства «Ангара» назначено
Омское производственное объединение «Полет», специализирую-
щееся на выпуске ракетно-космической техники с 1950 г.
Ведется подготовка производства с расчетом довести выпуск
УРМ и их модификаций к 2020 г. до 120 в год.
255
Таблица 6.3
Основные характеристики носителей «Ангара»
Характеристика «Ангара-1.2» «Ангара-АЗ» «Ангара-А5» «Ангара-А7»
Класс носителя Легкий Средний Тяжелый Тяжелый
Стартовая масса MQ, т 171 481 773 1133
Стартовая тяговооруженность 1,146 1,22 1,27 = 1,21
Длина, м =41,5 =43,6 48,6 (с «Бриз-М»), 52,0 (с КВТК) =52
Максимальный попе- речный размер, м Компоненты и рабо- чий запас топлива, т: 3,6 (диаметр УРМ-2) 8,7 8,7 = 10,2
первая ступень О2 + керосин; 130 О2 + керосин; 260 О2 + керосин; 520 О2 + керосин; 780
вторая ступень О2 + керосин; — О2 + керосин; — О2 + керосин; — О2 + керосин; —
третья ступень Тип и тяга двигатель- ной установки на Земле / в пустоте, тс: О2 + керосин; — О2 + керосин; — О2 + Н2; —
первая ступень РД-191 (1 шт.); 196/213 РД-191 (2 шт.); 392/426 РД-191 (4 шт.); 784/852 РД-191* (6 шт.); 1176/1296
вторая ступень РД-0124А(1 шт.); —/30 РД-191 (1 шт.); 196/213 РД-191 (1 шт.); 196/213 РД-191* (1 шт.); 196/213
третья ступень
Используемый космо-
дром
Масса полезного груза
Л/П.г, т:
наНОО (Я =200 км,
ос = 63°)
на ГПО
на ГСО
Относительная масса
полезного груза, %
Плесецк РД-0124А (1 шт.); —/30 Плесецк РД-0124А (1 шт.);—/30 РД-0146 (2 шт.); —/20 Плесецк
Плесецк Байконур
3,8 14,6 24,5 25,6 35,0
— 3,6 (с КВСК); 2,4 (с «Бриз-М») 7,5 (с КВТК); 5,4 (с «Бриз-М») 8,2 (с КВТК); 6,8 (с «Бриз-М») 12,5 (с КВТК-А7)
— 2,0 (с КВСК); 1,0 (с «Бриз-М») 4,6 (с КВТК); 3,0 (с «Бриз-М») 5,0 (с КВТК); 3,7 (с «Бриз-М») 7,6 (с КВТК-А7)
2,22 3,04 3,17 3,31 3,09
С выдвижным сопловым насадком.
По договору с южнокорейским Институтом аэрокосмических
исследований НПЦ им. М.В. Хруничева на базе УРМ-1 комплекса
«Ангара» спроектировал и изготовил первую ступень первой PH
Республики Корея Naro KSLV-1. В августе 2009 г. прошли первые
летные испытания ракеты Naro. Первая ступень (блок УРМ-1) от-
работала отлично, что фактически положило начало летно-
конструкторским испытаниям (ЛКИ) «легкой» «Ангары».
Для сокращения размеров площадей отчуждения, необходи-
мых для падения отработавших блоков PH, в Центре им. М.В. Хру-
ничева разрабатывается система, получившая название «Байкал»
(рис. 6.16), обеспечивающая возвращение отработавшего УРМ в
район космодрома без промежуточной посадки. Таким образом
станет возможным создание всеазимутального носителя на базе
PH «Ангара-1.2». Для этого ускоритель первой ступени этой ра-
кеты дооснащается двухпозиционным складным крылом (на
межбаковом отсеке), поворотным хвостовым оперением (на хво-
стовом отсеке), вспомогательным турбореактивным двигателем
(в носовом отсеке). Этот двигатель обеспечивает крейсерский
полет ускорителя при возвращении на аэродром, расположенный
вблизи стартового комплекса. Посадка ускорителя на аэродроме
осуществляется на убирающиеся шасси самолетного типа. Стой-
ки шасси располагаются в хвостовом и носовом отсеках уско-
рителя.
Рис. 6.16. Возвращаемый универсальный ракетный модуль PH «Ангара»
(проект «Байкал»)
258
Ускоритель «Байкал» имеет стартовую массу 130,4 т, «сухую»
массу 17,8 т, длину 27,1 м, высоту 8,5 м, размах крыла 17,1 м.
Маршевый двигатель (РД-191) обеспечивает тягу 196 тс, турборе-
активный — 5 тс. Радиус обратного полета до 410 км, крейсерская
скорость 490 км/ч, посадочная — 280 км/ч, пробег по полосе
1 200 м.
По оценке специалистов, применение «Байкала» позволит в
2-3 раза сократить расходы на вывод полезного груза на орбиту.
Создание частично многоразовой транспортной космической си-
стемы с использованием наработок по теме «Байкал» включено в
Федеральную космическую программу России на 2006-2015 гг.
(тема МРКС-1). Предполагается, что многоразовые ракетные бло-
ки первой ступени МРКС-1 будут масштабно увеличенными копи-
ями «Байкала» с сохранением большинства схемно-конструктив-
ных решений. Возможно, в блоке будет применяться топливная
пара жидкий кислород + жидкий метан. Блок предполагается ис-
пользовать в качестве первой ступени PH семейства «Ангара» раз-
личной грузоподъемности.
Унифицированные стартовые комплексы, пригодные для за-
пуска всех ракет-носителей семейства «Ангара», возводятся как в
Плесецке, так и совместно с Казахстаном на Байконуре. Старто-
вый комплекс на Байконуре получил название «Байтерек» («То-
поль»). В сентябре 2009 г. Россия выделила под этот совместный
проект универсальный комплекс стенд-старт (площадка-250), со-
зданный по программе «Энергия — Буран».
6.4. Конверсионные ракеты-носители
Россия располагает большим количеством межконтиненталь-
ных баллистических ракет (см. рис. 1.9 и 5.2), стоящих на воору-
жении и не исчерпавших гарантийный срок хранения.
По своим энергетическим характеристикам МБР близки к пре-
делу, за которым следует возможность использования их в каче-
стве ракеты-носителя космических аппаратов. В связи с этим не-
которые МБР могут быть ракетами двойного назначения (МБР
Р-36 и PH «Циклон»). Кроме того, в ракеты-носители можно пере-
оборудовать снимаемые с боевого дежурства МБР, исчерпавшие
свой официальный гарантийный срок, или МБР, которые до выхо-
да США из договора по ограничению стратегических наступатель-
ных вооружений подлежали уничтожению. В большинстве случаев
МБР, несмотря на длительный срок пребывания на боевом дежур-
259
стве, продолжают сохранять свои технические возможности и
остаются пригодными для такого переоборудования.
При изменении своего назначения МБР подвергают конструк-
тивной доработке: в большинстве случаев к двухступенчатой раке-
те добавляют третью ступень —разгонный блок.
В некоторых случаях третьей ступенью может быть модерни-
зированный блок индивидуального разведения боеголовок МБР (PH
«Стрела»). Если характеристической скорости этого блока недо-
статочно для решения задач ракеты-носителя, его заменяют специ-
альным разгонным блоком с увеличенным запасом топлива и воз-
можностью многократного включения двигательной установки
(разгонный блок «Бриз» на PH «Рокот»).
При таком подходе наиболее дорогая и металлоемкая часть
МБР может быть сохранена для включения в состав PH практиче-
ски без доработок (блок ускорителей, блок системы управления,
транспортно-пусковой контейнер и другие элементы).
В случае необходимости уничтожения МБР при использовании
их в качестве PH решается задача уничтожения токсичного ракет-
ного топлива, применяемого в МБР, наиболее естественным пу-
тем — через сжигание в ракетном двигателе, что экологически и
технически более эффективно.
При таком подходе к конверсии, особенно при использовании
МБР, находящихся в заправленном состоянии, когда исключается
возможность вмешательства в конструкцию, соприкасающуюся с
компонентами топлива, должны исключаться какие-либо доработ-
ки конструкции, требующие разгерметизации топливной системы.
Эти принципы были заложены в КБ «Салют» при преобразова-
нии МБР PC-18 (8К84Н) в ракету-носитель легкого класса «Рокот»
и в PH «Стрела».
Ракета-носитель «Рокот» включает в себя блок ускорителей
МБР (две ступени) 8К84Н и разгонный блок «Бриз». Блок ускори-
телей МБР используется без доработок. Разгонный блок «Бриз»
является третьей ступенью PH и предназначен не только для довы-
ведения полезной нагрузки на орбиту, но и для работы на орбите
совместно с полезным грузом (точное выведение, ориентация,
энергообеспечение). Этот блок совместно с головным обтекателем
прошел полный объем наземной стендовой отработки и успешно
используется с блоком ускорителей ракеты 8К84Н. На разгонном
блоке размещаются бортовая система управления, система теле-
метрии, полезная нагрузка. Снаружи блок прикрыт обтекателем.
260
Технические характеристики PH «Рокот» позволяют выводить
полезные нагрузки на рабочие орбиты в широком диапазоне высот и
наклонений. При этом используются штатное стартовое и техноло-
гическое оборудование и транспортные средства от ракеты 8К84Н.
Основные характеристики PH «Рокот»
Стартовая масса Л/(), т........................... 106,7
Длина с головным обтекателем, м..................... 28,2
Максимальный диаметр, м............................. 2,5
Масса полезного груза Л/1М, кг:
при ос = 65° (пуск с Байконура) на орбитах: .....
круговой (//кр = 300 км)...................... 1 600
эллиптической (Н1|ер = 300 км)................ 150
при ос = 98° (пуск с Байконура) на круговой орбите
(/7кр = 1 000 км)................................ 900
при ос = 82° (пуск из Плесецка) на круговой орбите:
/7кр = 1 000 км ............................. 1 400
/7кр = 1 500 км .............................. 1 200
Надежность......................................... 0,96
Пуски PH в настоящее время можно осуществлять из двух
шахтных пусковых установок космодрома Байконур, при исполь-
зовании которых обеспечивается выведение на орбиты с наклоне-
нием 65° и 98°.
После соответствующего переоборудования пусковых устано-
вок на космодроме Плесецк станет возможным выведение полез-
ного груза на солнечно-синхронные орбиты с наклонением 82°.
Ракета-носитель «Стрела» создана на базе той же МБР
8К84Н (PC-18), что и PH «Рокот». Решение о ее создании было
принято в 1992 г. в соответствии с постановлением Правительства
РФ о рациональном использовании для народного хозяйства ра-
кетных комплексов, подлежащих ликвидации в соответствии с со-
глашением о сокращении СНВ. Наиболее рациональным исполь-
зованием этих комплексов являлась их ликвидация методом пуска
в составе ракет-носителей. В связи с этим в основе преобразования
МБР в PH лежала концепция максимальной преемственности по
отношению к базовому комплексу — ракете 8К84Н.
Ракета, получившая название «Стрела», выполнена по тандем-
ной схеме, имеет стартовую массу 105 т, максимальную длину
28,27 м и диаметр 2,5 м. Состоит из блока ускорителей (первые две
ступени МБР РС-18), агрегатно-приборного отсека (АПО) и кос-
261
мической головной части. Она предназначена для выведения по-
лезного груза массой до 2 000 кг на околоземные орбиты. Предпо-
лагается, что основным местом базирования будет космодром Во-
сточный. В отличие от PH «Рокот» в PH
«Стрела» в качестве разгонного блока (треть-
ей ступени) удалось использовать АПО, а по
существу блок разведения боеголовок от МБР
PC-18. При этом удалось сохранить штатную
систему управления при минимальных дора-
ботках, в основном в части переделки двига-
тельной установки с «тянущей» схемы на
«толкающую».
Единственный абсолютно новый элемент
в PH — отсек измерительной аппаратуры.
В нем размещены системы телеметрических и
внешнетранспортных измерений, дополни-
тельные бортовые источники питания и ДУ
стабилизации.
Такая почти полная унификация с базовой
МБР позволяет рассчитывать на высокую
надежность PH «Стрела» (из 155 пусков базо-
вой МБР успешными были 152), а также на
сравнительно низкую стоимость выведения
полезного груза на орбиту (планируется уста-
новить цену коммерческого пуска до 8,5 млн
долл.).
В декабре 2003 г. состоялся первый
успешный запуск этой ракеты с массово-
инерционным макетом космического аппарата
массой 978 кг.
Ракета-носитель «Днепр» (рис. 6.17) со-
здана на базе подлежащих уничтожению
150 самых мощных в мире МБР РС-20 (Р-36
Рис. 6.17. Ракета-носитель «Днепр»:
1 — головной обтекатель; 2 — космический аппарат;
3 — отсек системы управления; 4 — топливный бак
разгонного блока; 5, 8 — бак окислителя соответственно
второй и первой ступеней; 6, 9 — бак горючего соответ-
ственно второй и первой ступеней; 7, К) — маршевый
двигатель соответственно второй и первой ступеней
262
УТТХ, она же «Сатана»). Характеристики ракеты впечатляют:
Мо = 211,1 т; Л/п.| =8,8 т (10 боевых блоков по 0,75 Мт); Лтах =
= 11 500 км. Ракета разработана в КБ «Южное» и принята на во-
оружение в декабре 1983 г.
Переоборудование МБР РС-20 в PH «Днепр» было начато спе-
циально созданной для этого международной (российско-украин-
ской) организацией «Космотрас» в октябре 1998 г. «Днепр» —
двухступенчатая ракета, построенная по схеме с поперечным деле-
нием ступеней и с дополнительным разгонным блоком. Все состав-
ные части ракеты, за исключением переходника головного отсека,
являются штатными для МБР РС-20 и используются без доработок.
Защита космического аппарата от воздействия внешней среды
(в наземных условиях) и от набегающего аэродинамического по-
тока (при полете PH) обеспечивается штатным головным обтека-
телем. Корпус головного обтекателя состоит из четырех кониче-
ских отсеков, соединенных по торцам болтами. На наружную по-
верхность обтекателя нанесено теплозащитное покрытие. По
плоскости стабилизации 1-111 обтекатель имеет продольный разъ-
ем, разделяющий его на две полуоболочки (створки), которые со-
единены между собой 28 разрывными болтами.
Обтекатель устанавливается на переходник и крепится к нему с
помощью восьми разрывных болтов. Для сброса створок головно-
го обтекателя используются пружинные толкатели (по четыре на
створку), устанавливаемые в стыке обтекателя с переходником, и
шарнирные завесы, зафиксированные в исходном положении че-
тырьмя разрывными болтами. При сбросе обтекателя подрываются
разрывные болты фиксации шарнирных завес, разрывные болты в
продольном стыке и разрывные болты крепления обтекателя к пе-
реходнику, вследствие чего обтекатель делится на две створки.
Створки под действием пружинных толкателей разворачиваются
относительно шарнирных узлов и при развороте на определенный
угол теряют связь с ракетой.
Двигательные установки всех ступеней работают на азотном
тетраоксиде и несимметричном диметилгидразине (АТ + НДМГ)
и используются без доработок. На первой ступени применяется
двигательная установка РД-264 разработки НПО «Энергомаш»,
в состав которой входят четыре двигательных блока РД-263, ра-
ботающих по замкнутой схеме. Тяга 425 тс (на Земле), 461 тс
(в пустоте).
263
На второй ступени используются однокамерный маршевый
двигатель РД-0229 и четырехкамерный рулевой двигатель РД-0230
разработки КБХА. Маршевый двигатель второй ступени размещен
в конической выемке бака горючего.
Для увеличения плотности компоновки третья ступень (разгон-
ный блок) выполнена по оригинальной схеме: сопла ее четырехка-
мерного маршевого ЖРД, смонтированного на периферии ступени,
при старте направлены вперед по полету и внутрь головного обте-
кателя. Боевые блоки у МБР устанавливаются между соплами.
После окончания работы первых двух ступеней и сброса го-
ловного обтекателя третья ступень разворачивается на 180°, ее
сопла занимают положение назад по полету, и начинается этап
разведения боевых блоков (у МБР) или довыведения космического
аппарата на орбиту (у PH).
В состав PH введена дополнительная система ориентации и
стабилизации блока третьей ступени. Кроме оригинальной схемы
третьей ступени, на ракетах семейства РС-20 впервые реализованы
торможение отделяемых ступеней за счет стравливания газов над-
дува из баков и так называемый химический наддув баков (впрыск
горючего в бак окислителя и наоборот). Это дало возможность от-
казаться от специальных тормозных РДТТ и упростило систему
наддува.
Отличительной особенностью PH является режим работы дви-
гательной установки разгонного блока — при выведении космиче-
ского аппарата на орбиты высотой до 350 км двигатель работает в
основном режиме, а при выведении на более высокие орбиты (до
900 км) используется дросселированный режим. Ракета снабжена
системой безопасности, предназначенной для прекращения полета
на этапах работы первой и второй ступеней в аварийных ситуаци-
ях. Размещается PH в стеклопластиковом транспортно-пусковом
контейнере. Перед запуском ракета-носитель вместе с контейне-
ром устанавливается в переоборудованную шахтную пусковую
установку ракеты РС-20, представляющую собой сооружение по-
вышенной защищенности с глубиной ствола 39 м и диаметром
5,9 м. Старт PH — минометный (из контейнера, помещенного в
шахту). Двигательная установка первой ступени запускается после
выхода ракеты из контейнера. Разделение ступеней происходит по
штатной для ракет РС-20 отработанной схеме. Отделение косми-
ческого аппарата от разгонного блока осуществляется путем увода
отделяющейся части разгонного блока от космического аппарата
при работе двигателя в дросселированном режиме.
264
Первый пуск PH «Днепр» состоялся 21 апреля 1999 г. Всего до
августа 2006 г. было осуществлено шесть успешных пусков. Седь-
мой старт (26 июля 2006 г.), при котором на околоземные орбиты
предполагалось вывести космические аппараты «БелКА», «Баума-
нец», Egyptsat, космические аппараты Саудовской Аравии и груп-
пу мелких наноспутников, был аварийным. Сработала система
безопасности, выключившая двигатель первой ступени за 10 с до
штатного времени окончания его работы, и ракета отклонилась по
курсу за допустимые пределы.
6.5. Общие тенденции в развитии систем выведения
Среди наиболее заметных в настоящее время тенденций можно
выделить следующие.
1. В связи с уменьшением массы и энергопотребления косми-
ческих аппаратов увеличился спрос на легкие и средние ракеты-
носители. Так, в 2004 г. 40 % пусков приходилось на PH «Союз».
2. Поскольку более 75 % всех запусков КА осуществляется на
геостационарную орбиту, место старта стремятся перенести в при-
экваториальную зону (Австралия (проект «Аврора»), Куру (проект
«Союз-СТ»), «Морской старт» (PH «Зенит»)), что позволяет суще-
ственно увеличить массу полезного груза для тех же ракет, стар-
тующих с отечественных космодромов.
3. Наблюдается отказ от тяжелых полностью многоразовых
транспортных космических систем (таких как «Энергия — Буран»,
«Спейс Шаттл») в пользу частично многоразовых — это либо од-
норазовый носитель и почти полностью многоразовый космиче-
ских корабль (проекты «Ариан — Гермес», «Онега — Клипер»),
либо многоразовая первая ступень и одноразовые верхние ступени
(проекты «Воздушный старт», «Ангара — Байкал»).
4. После выхода США из договора о сокращении СНВ откры-
ваются широкие возможности для конверсии МБР (как шахтного,
так и морского базирования) в ракеты-носители различных клас-
сов: от легких (МБР PC-18 — PH «Стрела», PH «Рокот»; БРПЛ
РСМ-54 (Р-29РМ) — PH «Штиль») до сверхтяжелых (МБР
РС-36М — PH «Днепр»).
5. Очевидно, что «лицо» российских средств выведения на бли-
жайшие десятилетия будут определять носители двух семейств —
«Ангара» и «Русь-М». Семейства будут разведены по разным кос-
модромам: «Ангара» обоснуется в Плесецке и на Байконуре («Бай-
терек»), тогда как «Русь» — на космодроме Восточный.
265
«Ангара-А5» и «Русь-МП» в какой-то степени дублируют друг
друга, но их наличие гарантированно обеспечивает доступ в кос-
мос России при любых обстоятельствах. «Ангара-1.2» и «Союз-1»
дополняют друг друга, имея стартовые комплексы как в Плесецке,
так и на Байконуре.
6. Дальнейшие перспективы развития средств выведения свя-
заны с созданием новых типов ракетных двигателей, использую-
щих уже не химическую энергию горения, а ядерную. Это ядерные
ракетные двигатели (ЯРД) и электрические ракетные двигатели
(ЭРД). Резкие различия в характеристиках этих двигателей (тяга и
время работы) постепенно будут уменьшаться: ЯРД начнут повы-
шать эффективную скорость истечения рабочего тела, а ЭРД —
увеличивать силу тяги.
Открывающиеся возможности позволят все более и более со-
кращать время межпланетных перелетов. Если вначале такие пе-
релеты будут длиться годами, то впоследствии для быстрых пере-
летов достаточно будет нескольких месяцев, а возможно, и дней.
Вопросы к главе 6
1. Какие изменения и с какой целью были внесены в базовую БР Р-7
при создании проекта PH «Аврора»?
2. Какие преимущества БР Р-7 могли бы быть использованы при реа-
лизации создаваемого на ее базе проекта БР «Онега» повышенной грузо-
подъемности?
3. Какие принципиальные изменения были осуществлены в базовом
комплексе PH Р-7 при создании PH «Союз-СТ», предназначенной для
запуска из Гвианского космического центра?
4. Каковы конструктивные особенности и возможности двух новых
модификаций PH семейства Р-7 (PH «Союз-1» и «Союз-2-3») разработки
самарского РКЦ «ЦСКБ-Прогресс»?
5. Сравните характеристики создаваемых по блочно-модульному
принципу PH семейства «Ангара» с характеристиками БР проекта
«Русь-М», предусматривающего также блочно-модульный принцип по-
строения семейства. Проанализируйте, какие новые возможности имеют
БР семейства «Русь-М». Сделайте заключение о целесообразности созда-
ния последнего семейства.
6. Какие основные принципы закладываются при доработке кон-
струкции боевых баллистических ракет в конверсионные ракеты-
носители?
7. Оцените возможность и целесообразность создания полностью или
частично многоразовых транспортных космических систем.
ЧАСТЬ 2
ОСНОВЫ ПРОЕКТИРОВАНИЯ
БАЛЛИСТИЧЕСКИХ РАКЕТ
ДАЛЬНЕГО ДЕЙСТВИЯ
И РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ
Глава 7. ОБЩАЯ ЗАДАЧА ПРОЕКТИРОВАНИЯ
7.1. Стадии проектирования
Процесс создания БРДД традиционно рассматривается (ГОСТ
2.103-68) как многоуровневая итерационная процедура: формиро-
вание технического задания (ТЗ), техническое предложение (ТП),
эскизное и рабочее проектирование, опытное производство, стен-
довые и летные испытания, выпуск технической документации
«литер А» и, наконец, серийное производство. При этом от этапа к
этапу последовательно уточняются характеристики создаваемого
изделия.
Техническое задание устанавливает основное назначение, тех-
нические и тактико-технические характеристики (ТТХ), показате-
ли качества и технико-экономические показатели, предъявляемые
к разрабатываемому изделию.
При создании боевой баллистической ракеты тактико-
технические требования (ТТТ) устанавливаются Министерством
обороны. Средства на оборону из бюджета страны выделяются
Министерству обороны, и оно выступает в роли заказчика. В си-
стеме Министерства обороны имеются научно-исследовательские
институты, которые вырабатывают требования к оружию, а
также предварительно прорабатывают эти требования с точки
зрения возможности их реализации. При окончательной форму-
лировке ТТТ учитываются состояние ракетостроения и перспек-
тивы его развития, уровень развития науки и техники в стране, а
также то обстоятельство, что процесс создания нового изделия
длится 5...7 лет.
Государственное финансирование разработок осуществляется
через Федеральное космическое агентство. В системе этого
агентства имеется головной научно-исследовательский инсти-
тут — ЦНИИмаш, в котором разрабатываются ТТТ на новую PH.
Федеральное космическое агентство объявляет конкурс, и органи-
зации отрасли представляют свои проекты. Победитель конкурса
выполняет все те же этапы создания PH, что и при создании бое-
вой ракеты.
269
В современных условиях инициатором разработки новой раке-
ты-носителя может выступать проектирующая организация. Она
на свои средства выполняет первые этапы проектирования и под
этот задел находит инвестора (заказчика) на дальнейшее продол-
жение работ. Заказчиком часто является Федеральное космическое
агентство, т. е. государство. Выпускается постановление прави-
тельства с перечислением ТТТ (они будут рассмотрены далее), за-
казчика и исполнителей. Назначается головная проектно-кон-
структорская организация, ответственная за комплекс (обычно
организация, проектирующая ракеты), назначается главный кон-
структор проекта, а также организации-смежники, ответственные
за создание элементов комплекса (двигательной установки, систе-
мы управления, наземного комплекса и др.), которые разрабаты-
вают технические предложения.
Головная организация не только выдает задание и контролиру-
ет работу смежных организаций по реализации ТТТ и увязке тех-
нических решений, но и обосновывает возможность их реализа-
ции. Структура головной организации обычно позволяет выпол-
нять обе эти функции. Кроме контролирующих подразделений
(отделы ведущих специалистов по проекту) в головной организа-
ции предусмотрены тематические подразделения (по двигателям,
по системе управления и др.), которые занимаются обоснованием
технических решений. Самостоятельным подразделением в голов-
ной организации является технологическая служба, возглавляемая
главным технологом.
Министерство обороны в лице военных представителей кон-
тролирует правильность расходования средств и выполнения ТТТ.
В техническом предложении (иногда этот этап называют
аванпроектом или предэскизным проектом) на основании анализа
технического задания рассматриваются различные варианты воз-
можных решений. Делается их сравнительный анализ, выбирается
основной вариант конструктивно-компоновочной схемы и состава
бортовых систем. Это очень ответственный и трудоемкий этап со-
здания PH. Например, при выборе конфигурации тяжелой PH
«Ares-V» (американский проект экспедиции на Луну) было рас-
смотрено 1 700 вариантов. (Варьировалась компоновочная схема,
диаметр центрального блока, количество твердотопливных уско-
рителей и многое другое. Дополнительными ограничениями яви-
лись как желание использовать существующий задел, так и стрем-
270
ление использовать эту PH не только для полетов на Луну, но и
для снабжения МКС.)
После согласования и утверждения головной организацией вы-
бранный вариант является основным для разработки эскизного
проекта.
Под эскизным проектом понимается совокупность конструк-
торских документов, содержащих принципиальные конструктив-
ные решения и дающих общее представление об устройстве и
принципе работы изделия, а также расчетные материалы, опреде-
ляющие основные параметры и габаритные размеры изделия (об-
щий вид ракеты, расчетно-пояснительная записка). Эскизный про-
ект после согласования и утверждения служит основанием для
разработки технического проекта.
Под техническим проектом понимается совокупность техни-
ческой документации, содержащей окончательное техническое ре-
шение, дающее полное представление о разрабатываемом изделии и
служащее основанием для выпуска рабочей конструкторской доку-
ментации. На этом этапе проводятся поверочные расчеты на проч-
ность, уточняются размеры, проводятся стендовые испытания
натурных агрегатов (прочностные, динамические, аэродинамиче-
ские, тепловые, проливочные, электротехнические и др.). Дается
оценка технологического обеспечения изготовления изделия на за-
воде. Выпускается рабочая документация — комплект рабочих
чертежей, по которым будет изготавливаться ракета в цехах завода.
Опытное производство и испытания — завершающий этап
создания опытного образца ракеты. Обычно изготавливается не-
сколько опытных образцов для проведения стендовых и летных
испытаний. Их количество зависит от глубины проработки кон-
струкции на предварительных этапах проектирования и от прин-
ципов самого проектирования ракеты как изделия одноразового
использования.
При проектировании ракеты можно закладывать ресурс работы
наиболее ответственных агрегатов (например, двигательной уста-
новки) в расчете на одноразовое использование, а можно этот ре-
сурс увеличить в расчете на проведение предварительных стендо-
вых испытаний агрегата, предназначенного для установки на лет-
ный образец ракеты. Отсюда два способа испытаний:
1) стендовым испытаниям подвергаются выборочно взятые
из партии агрегаты. В этом случае нельзя выявить индивидуаль-
271
ные изъяны летного образца (последние определяются в результа-
те летных испытаний). Так отрабатывалась ракета Р-7 (полетела с
четвертого пуска). У ракеты Р-9 все агрегаты стали работать нор-
мально после проведения 54 летных испытаний;
2) стендовым испытаниям подвергается летный образец
(в том числе и двигатель, еще лучше в связке). Здесь выявляются
индивидуальные недостатки образца, который будет стоять на
летном экземпляре ракеты. Конечно, уже при проектировании
двигатель должен рассматриваться не как одноразовый агрегат, а
как многоразовый. Именно так испытывалась двигательная уста-
новка PH «Сатурн-V», на которой во всех полетах не было отказов
(кроме миссии «Аполлон-13», но не в PH, а в космическом кораб-
ле). Так же испытывался комплекс «Энергия — Буран», который с
первого раза полетел успешно.
Правда, при втором способе испытаний пришлось создавать
огромное стендовое хозяйство, в том числе стенд-старт на Байко-
нуре. Однако не стоит забывать, что «скупой платит дважды».
Двигатели РД-170, РД-180, РД-191 (PH «Зенит», «Атлас-Ш»,
«Ангара») имеют семикратный запас ресурса и проходят стендо-
вые прожиги до установки их на PH. Для подтверждения требуе-
мого уровня надежности двигателей при их огневых испытаниях
на стенде требуется набрать 20...22 тыс. с надежной работы. Кон-
струкция и технология изготовления двигателей семейства РД-170
отработаны до такой степени совершенства, что если раньше это
время набирали при испытаниях 70...80 двигателей, доводя их до
разрушения, то ресурс двигателей РД-170, РД-180, РД-191 позво-
ляет это делать на 8... 10 двигателях.
В процессе стендовых и летных испытаний выявляется соот-
ветствие реальных характеристик ракеты заложенным в ТТТ. За-
тем в конструкцию вносят необходимые коррективы.
Следует заметить, что этап экспериментальной отработки изде-
лия по трудозатратам занимает больше половины общих трудоза-
трат на создание ракеты. Продолжительность экспериментальной
отработки ракеты можно сократить, если проводить отработку не-
скольких агрегатов одновременно. Так, общепринятым считается,
что отработку новой головной части целесообразно совмещать с
отработкой самой ракеты, но на другой (штатной) ракете.
После завершения испытаний выпускается техническая доку-
ментация «литер А», полностью соответствующая принимаемому
на эксплуатацию образцу. Обо всех изменениях в конструкции,
272
внесенных уже в процессе эксплуатации ракеты, специальными
извещениями оповещаются все заинтересованные военные части и
организации.
7.2. Основные тактико-технические требования
В заголовке тактико-технических требований дается общая ха-
рактеристика проектируемой ракеты, например: «Тактико-техни-
ческие требования на межконтинентальную трехступенчатую бал-
листическую ракету на твердом топливе, шахтного базирования».
Далее перечисляются требования.
1. Диапазон дальностей Amin-Дпах (для возможности маневри-
рования огнем). Это важное требование, так как создание одной
ракеты для стрельбы во всем диапазоне требуемых дальностей не
только трудно технически, но и невыгодно экономически. В связи
с этим возникает необходимость проектирования нескольких ра-
кет, перекрывающих определенный диапазон дальностей.
2. Тип и масса боевой части количество боевых блоков.
3. Компоненты жидкого топлива или тип твердого ракетно-
го топлива.
4. Ориентировочная стартовая масса Мо (уточняется в про-
цессе проектирования).
5. Кучность (оценивается вероятными отклонениями по даль-
ности и по боку Вд, Во, круговым вероятным отклонением —
КВО).
6. Эффективность действия по цели (зависит от кучности
стрельбы и мощности заряда). Оговаривается тип взрывчатого ве-
щества или тротиловый эквивалент ядерного заряда, а также тип
взрывательного устройства.
7. Боеготовность — время, необходимое для подготовки раке-
ты к пуску и для проведения пуска при разной категории готовно-
сти ракеты. В ракетных войсках установлено четыре категории
готовности. Боеготовность ракеты при готовности № 1 составляет
от 5 мин до 30 с.
8. Надежность ракеты — безотказное действие агрегатов при
пуске, в полете и у цели в течение всего гарантийного срока экс-
плуатации ракеты. Обеспечивается комплексом конструкторских и
технологических мероприятий (рациональным значением запасов
прочности, дублированием систем, минимальным числом ступе-
ней), оптимальным объемом экспериментальной отработки, эф-
273
фективностью средств для преодоления противоракетной обороны
противника.
Считается, что надежность ракет-носителей для осуществления
пилотируемых полетов должна быть 99,99 %. Чтобы получить та-
кую надежность, необходимо иметь положительную статистику
успешных полетов в течение продолжительного времени. Ракета-
носитель «Союз» (Р-7) такую статистику имеет.
Европейская PH «Ариан-5» после 44 запусков к маю 2009 г.
обладала надежностью 98,5 %. Если запускать пять-шесть этих PH
в год, необходимое количество безаварийных запусков для серти-
фикации этой ракеты в качестве носителя пилотируемых КК мож-
но ожидать не ранее 2015-2016 гг.
Во многих государствах существует система страхования кос-
мических запусков. В случае аварии PH или невыведения КА на
расчетную орбиту страховая компания выплачивает заказчику
определенную сумму, компенсирующую потери.
Возможна и такая ситуация: в марте 2008 г. ракета «Протон-М»
не смогла вывести на геостационарную орбиту спутник связи.
Страховая выплата составила 192 млн долл. Однако Министерство
обороны США выкупило у владельца этот спутник, функциони-
рующий на нерасчетной орбите, за 10 млн долл., и эту сумму
вычли из страховой выплаты.
9. Безопасность — исключение поражения своих войск, насе-
ленных пунктов своей страны, дружественных и нейтральных
стран в случае неправильного полета ракеты. Обеспечивается ком-
плексом конструктивных мероприятий, а также введением систе-
мы аварийного подрыва при отклонении полета ракеты от задан-
ного направления. Особенно большая ответственность по безопас-
ности требуется, когда боевым зарядом является атомная бомба.
В этом случае увеличение надежности и безопасности достигается
в основном за счет резервирования в системе управления: все
электрические цепи дублируются; вводится тройной контроль ис-
полнения операций при подготовке ракеты к старту.
10. Удобство эксплуатации — удобство предстартовых прове-
рок, заправки, транспортировки, стыковки ступеней и т. п.
11. Технологичность конструкции. Под технологичностью по-
нимается комплекс конструкторских и технологических мероприя-
тий, обеспечивающих дешевизну массового производства. В пер-
вую очередь это учет технологии изготовления деталей и узлов
при их конструировании.
274
Повышению производственной технологичности способст-
вуют:
• членение изделия на отсеки и агрегаты;
• ограничение номенклатуры составных частей, конструктив-
ных элементов, материалов;
• применение в конструкции освоенных в производстве кон-
структорских решений, унифицированных и стандартных элемен-
тов (преемственность);
• использование при создании семейства ракет блочно-модуль-
ного принципа построения конструктивно-компоновочной схемы.
Кроме производственной технологичности, к изделиям ракет-
но-космической техники (долговременным орбитальным станци-
ям) предъявляется еще и требование ремонтно-восстановитель-
ной технологичности (реновация). Удовлетворению этого требо-
вания способствует построение ответственных агрегатов ракеты и
системы управления по модульному принципу.
12. Требования к хранению и гарантийному сроку годности.
Оговариваются условия хранения.
Время нахождения в заправленном состоянии перед стартом
первых боевых ракет на низкокипящих компонентах топлива (Р-1,
Р-2, Р-5) не превосходило 30 мин, а для первых ракет на высоко-
кипящих компонентах (Р-12, Р-14, Р-16) достигало 30 сут. Исполь-
зование принципов ампулизации в конструкции ракет как назем-
ного, так и морского базирования (Р-36, 8К84, РСМ-40 и др.) поз-
волило находиться им в полной боевой готовности до 5 лет и
более. В процессе хранения ракеты и ее успешной эксплуатации
установленный в ТТТ гарантийный срок обычно продлевается.
Так, гарантийный срок в ТТТ для твердотопливной ракеты РТ-2
(8К98) 7 лет. Успешные запуски ракет, стоящих на боевом дежур-
стве, позволили продлить этот срок до 18 лет. Такая же картина
наблюдается и с жидкостными ракетами.
13. Защищенность стартовой позиции. Оговариваются тип
стартового сооружения и защищенность (в кгс/см“ или МПа) раке-
ты, находящейся в нем.
14. Транспортировка. Оговариваются возможные скорости
транспортировки на различных видах транспорта и дорогах (обыч-
но по железной дороге — без ограничений, по шоссе и грунту —
со скоростями 20...40 км/ч).
15. Перечень отчетной документации на всех этапах создания
ракеты.
275
Как часто бывает в технике, перечисленные требования в из-
вестной степени противоречивы. Полное удовлетворение одного
из них приводит к ухудшению удовлетворения другого. Поэтому
при проектировании ракеты принимают то или иное компромисс-
ное решение.
Уже на первых этапах создания ракеты начинается сотрудни-
чество конструкторов, технологов и материаловедов. Только их
совместная работа позволяет решить одну из главных задач проек-
тирования ракеты — получить минимальную массу конструкции
при заданных условиях силового и теплового нагружения. Важной
задачей совместной работы является соблюдение принципа кон-
структорской и технологической преемственности при создании
новой ракеты. Это позволяет сохранить всю или часть инфра-
структуры производства (оборудование, материалы, кооперация,
кадры и др.), в то же время улучшив летно-технические и боевые
возможности ракеты.
На этапе технического проекта идет отработка конструктор-
ской документации на технологичность. Эта работа проходит в
несколько этапов. Вначале на уровне главного конструктора про-
екта и главного технолога проекта решаются глобальные вопро-
сы (выясняется возможность преемственности оборудования и
площадей, унификации узлов, уменьшения затрат на оснастку,
сохранения традиционных для завода материалов и технологиче-
ских приемов и т. п.). Затем технологи изучают конструкторскую
документацию, вносят свои замечания (по допускам, качеству
поверхности, материалам и т. п.) и «утрясают» их с конструкто-
рами.
После согласования всех чертежей с главным технологом про-
екта чертежи поступают в серийно-конструкторские отделы завода
на второй этап проработки. Только после согласования всех спор-
ных вопросов на этом этапе откорректированные чертежи запус-
каются в производство.
При создании первых отечественных баллистических ракет
широко использовался богатый опыт, накопленный при проекти-
ровании, испытаниях и производстве различных образцов военной
техники, в первую очередь артиллерийских систем, в том числе и
установок для пуска реактивных снарядов. Из-за большой стоимо-
сти, массового производства, быстрой сменяемости военной тех-
ники к ней предъявляются повышенные требования по техноло-
гичности конструкций.
276
Приведенное в п. 11 определение технологичности принадле-
жит Э.А. Сателю. Он был первым руководителем технологической
кафедры оборонного профиля «Производство артсистем», создан-
ной в МВТУ в январе 1940 г. В настоящее время это кафедра
«Технологии ракетно-космического машиностроения». Сатель —
основатель научной школы технологичности конструкций изде-
лий. Он работал техническим руководителем на крупнейших заво-
дах страны и в течение всей Великой Отечественной войны воз-
главлял научно-технический совет Народного комиссариата во-
оружений.
Реализовать требование технологичности можно только в том
случае, если совместная работа конструкторов и технологов начи-
нается с первых этапов создания ракеты. Примером такой работы
является создание 76-миллиметровой дивизионной пушки ЗИС-З
в годы Великой Отечественной войны (ВОВ).
К началу войны на вооружении Красной армии стояла 76-мил-
лиметровая дивизионная пушка Ф22-УСВ, представлявшая собой
модернизированную пушку образца 1902/1930 гг. Выпускал ее
Горьковский артиллерийский завод. В первые же месяцы войны
стало ясно, что выпуск дивизионных пушек необходимо увеличить
во много раз. Главный конструктор завода В.Г. Грабин, понимая
всю ответственность перед страной, поставил перед коллективом
завода задачу увеличить выпуск пушек к концу 1941 г. в 5 раз, а
через 2 года в 18-20 раз.
Эта задача была выполнена. Каким образом? В Большой совет-
ской энциклопедии сказано: «Грабин разработал и применил ме-
тод скоростного проектирования артиллерийских систем с одно-
временным проектированием технологического процесса, что поз-
волило организовать в короткие сроки массовое производство
новых образцов орудий для обеспечения Советской Армии в годы
ВОВ». Была создана новая пушка ЗИС-З с той же баллистикой, что
и Ф22-УСВ, но легче ее на 400 кг, дешевле в 3 раза и, главное, с
уменьшенными трудозатратами, позволившими во много раз уве-
личить выпуск пушек для фронта при снижении квалификации
рабочих (работали в основном женщины и дети), практически на
прежних производственных мощностях завода.
Как удалось в очень короткие сроки улучшить эксплуатацион-
ные характеристики пушки и одновременно снизить стоимость и
трудоемкость ее изготовления? Это стало возможным благодаря
тому, что в процессе проектирования пушки на первом плане сто-
яла технологичность конструкции. Применялись конструктивные
277
решения, позволяющие использовать наиболее технологичные ме-
тоды изготовления деталей и узлов пушки (прокатка, литье, свар-
ка). Технолог был ведущей фигурой при проектировании. Макси-
мально облегчили и упростили конструкцию, сократили количе-
ство деталей, максимально использовали принцип унификации
деталей и узлов. Впервые на полевой пушке был применен так
называемый дульный тормоз, который позволил уменьшить
нагрузки, действующие на лафет пушки при выстреле. Всего за
годы войны завод изготовил и отправил на фронт более 100 тыс.
пушек.
Второй пример из области ракетной техники — история созда-
ния 40-ствольной установки залпового огня «Град». Как известно,
неуправляемые реактивные снаряды при стрельбе имеют очень
большое рассеивание. (По этой причине их и применяют преиму-
щественно для стрельбы залпом по площадям.) В значительной
степени рассеиванию этих снарядов способствует так называемый
эксцентриситет тяги, т. е. отклонение силы действия тяги от цен-
тра масс снаряда. При изготовлении длинных цилиндрических
корпусов снарядов методом точения очень трудно избежать сме-
щения центра масс от геометрического центра корпуса. Передача
изготовления этих деталей на завод, который раньше выпускал
гильзы для артиллерийских снарядов и на котором был хорошо
отработан метод многократной вытяжки из штампованных загото-
вок, свел к минимуму эксцентриситет тяги, что повысило кучность
стрельбы и существенно увеличило эффективность действия этих
снарядов по цели.
Оба примера показывают, как в результате совместной работы
конструктора, знающего технологию, и технолога, знающего кон-
струкцию, улучшены эксплуатационные характеристики изделия и
уменьшена его стоимость.
7.3. Критерии оптимизации
и общая задача проектирования
Задача проектирования сводится к созданию проекта ракеты,
полностью отвечающего тактико-техническим требованиям. Уже
на этапе эскизного проектирования необходимо по исходным дан-
ным, записанным в этих требованиях, определить оптимальное
значение основных проектных и конструктивных параметров ра-
кеты, зная которые можно начать вычерчивать ракету, проектиро-
278
вать ее основные агрегаты: корпус, топливный, головной отсеки,
двигательную установку, систему управления и т. п.
Как уже отмечалось в § 1.2, конструктивными параметрами ра-
кеты можно считать Мо — стартовую массу (массу ракеты в мо-
мент отрыва ее от стартового стола), Мк — массу конструкции
ракеты (массу ракеты в конце активного участка при стрельбе на
наибольшую дальность с учетом гарантийных запасов топлива),
топливные компоненты и давление в камере сгорания, PJ — эф-
фективную тягу двигательной установки на уровне Земли с учетом
потерь Х.р тяги на органах управления (газовых рулях):
где сЛ1.р — аэродинамический коэффициент; р6/ и wa — плот-
ность и скорость рабочих газов на срезе сопла; — площадь
газового руля.
Конструктивными параметрами также являются £)р — диа-
метр ракеты, /р — длина ракеты, Da — диаметр выходного сече-
ния сопла.
Отношение масс ступеней для двухступенчатой ракеты
у М 02 Л Л/()3
Л| =----, для трехступенчатои — Л 2 =---•
Л/()| М02
Расчеты по оптимизации характеристик ракеты удобнее вести,
используя основные проектные параметры. К ним относятся Цк —
относительная масса конструкции, Jyl() — удельный эффектив-
ный импульс тяги на уровне Земли (отношение эффективной тяги
на уровне Земли к массовому секундному расходу топлива), ау —
отношение удельных эффективных импульсов тяги в пустоте и на
уровне Земли, Vo — стартовая нагрузка на тягу, рм — массовая
нагрузка на площадь поперечного сечения ракеты (мидель).
Как уже отмечалось, на начальных этапах проектирования
наиболее приемлемым критерием оптимизации являются мини-
мальные энергетические затраты на решение поставленной зада-
чи'. Е- (£,)min-
Для практического использования этот критерий трансформи-
руется следующим образом. При минимальных энергетических
279
затратах, очевидно, будет израсходовано минимальное количество
топлива (при одном и том же топливе и других неизменных пара-
метрах). Однако масса топлива составляет 80...90 % стартовой
массы ракеты. Очевидно, что минимальная стартовая масса ра-
кеты Mq = (A/o)min при прочих неизменных параметрах также бу-
дет характеризовать и минимальные энергетические затраты, по-
этому она может быть принята в качестве критерия оптимизации.
Таким образом, для выполнения общей задачи проектирова-
ния необходимо найти такое сочетание основных проектных па-
раметров, которое обеспечивало бы доставку заданного груза на
заданное расстояние или на заданную орбиту при минимальной
стартовой массе ракеты.
Ознакомимся с одной из методик решения этой задачи.
ДаНО. Мн Г, Лтах (^Л)рб )•
Требуется определить основные проектные параметры: цк,
УуД(), а\ Vo, при М{) =(A/0)min.
Общая схема решения:
1. Проводится баллистический анализ и находится так называ-
емая баллистическая функция
^(£) = /(Цк,^уд0, а’Ло.рм).
2. Проводится массовый анализ и находится так называемая
массовая функция
Л/() =/(Цк,^уЛо,«’^о,рм).
3. Проверяется выполнение условия
А/0 = (Л/() )min •
Имеем три уравнения с шестью неизвестными. Неизвестными
являются основные проектные параметры и стартовая масса. Для
двух- и трехступенчатых ракет количество неизвестных возрастает
п ч гг 1 ^°2 1 ^03
в 2-3 раза. Появляются новые неизвестные: А| =-- и Л 2 ---•
Мо\ М02
Отыскание неизвестных параметров — задача многопарамет-
рическая экстремальная. Такая задача по отысканию экстрему-
ма — минимума стартовой массы при различных сочетаниях ос-
новных проектных параметров является классической задачей для
решения ее методом математического программирования. Подго-
280
товив соответствующий математический аппарат в результате
проведения баллистического и массового анализа, с помощью
ЭВМ можно перебрать все возможные сочетания параметров и
получить так называемый абсолютный оптимум — Mq = (Л/о)min.
Однако в практике проектирования ракет на варьируемые пара-
метры часто накладываются некоторые ограничения, связанные с
реальными условиями. Например, топлива имеют вполне опреде-
ленные характеристики, ЖРД работают во вполне определенном
диапазоне значений давления в камере сгорания и т. п. В силу этих
причин часть параметров из варьирования можно исключить, ими
можно задаться из опыта проектирования и удовлетвориться так
называемым локальным оптимумом.
Вопросы к главе 7
1. Назовите основные стадии проектирования баллистических ракет и
укажите содержание работ на каждой из стадий.
2. Сформулируйте понятие «технологичность конструкции» и укажи-
те конструктивные, технологические и организационные решения, спо-
собствующие ее реализации при создании образцов РКТ.
3. Сформулируйте общую постановку задачи проектирования балли-
стических ракет и приведите общий план ее решения.
4. Дайте определение и укажите физический смысл основных про-
ектных параметров баллистических ракет.
Глава 8. БАЛЛИСТИЧЕСКИЙ
И МАССОВЫЙ АНАЛИЗ
8.1. Анализ сил, действующих на ракету
в полете на активном участке траектории
Баллистическую функцию
= /(Ни, -/удО > , V(), ры )
можно получить, если вывести уравнения движения ракеты и пре-
образовать их таким образом, чтобы в них входили основные про-
ектные параметры. Для получения уравнений движения необхо-
димо знать силы, действующие на ракету в полете. Основными
силами, определяющими движение ракеты на активном участке
траектории, являются сила тяги, сила тяжести, аэродинамические
и управляющие силы.
Сила тяги. Это реактивная сила, обусловленная отбросом мас-
сы рабочих газов, истекающих из сопла двигателя. Если считать,
что ось двигателя совпадает с продольной осью ракеты, то сила
тяги действует вдоль этой оси и направлена в сторону движения
ракеты.
Рассмотрим выражение для силы тяги, вытекающее из уравне-
ния движения тела переменной массы,
Р = mwa + Sa(pa - Ph). (8.1)
где т — массовый секундный расход рабочих газов; wa — ско-
рость истечения газов из сопла двигателя; Sa — площадь выход-
ного сечения сопла; ра — давление газов на срезе сопла; ph —
давление окружающей среды.
Как видно из формулы (8.1), значение силы тяги складывается
из двух составляющих — динамической и статической.
Динамическая составляющая силы тяги mwa пропорциональна
скорости wa истечения газов из сопла двигателя. Для идеальных
процессов скорость истечения определяется по формуле
282
1к РТ
= л ",—7RT"
\ к -1
х(к-\ук
А/ 1
Рь )
(8.2)
В формуле (8.2) газовая постоянная R отнесена к единице
массы газа, а не веса (как в других литературных источниках), и
измеряется в Дж/(кг-град). Для продуктов сгорания в камере ра-
кетного двигателя при температуре 7Ь = 3 000 К и показателе по-
литропы к = 1,2 газовая постоянная R = 325 Дж/(кг-град).
Анализ формулы (8.2) показывает, что наибольшее влияние на
скорость истечения wu оказывает температура То, при которой
происходит процесс горения топлива внутри камеры. Чем выше
То, тем больше скорость истечения.
Температура То определяется количеством теплоты, которое
выделяется при сжигании рабочей смеси в двигателе, и термоди-
намическими свойствами продуктов сгорания. Повысить То мож-
но двумя путями: либо увеличивая количество топлива, сжигаемо-
го в единицу времени, либо используя топливо с большей тепло-
творной способностью. Показатель политропы к и газовая
постоянная R меняются в узких пределах и поэтому мало влияют
на скорость истечения.
Из формулы (8.2) видно, что скорость истечения зависит от пе-
репада давлений на срезе сопла ра и в камере сгорания р0. Чем
меньше ра/ро, тем больше wa.
Перепад давлений ра/ро определяется уширением сопла 5и/5кр
и показателем политропы к
(рис. 8.1):
Ро < ^кр ,
Из графика следует, что для
определенного сопла
. Р<1 а.
-----= const => — = const,
^кр--Pi)
т. е. в случае идеального процес-
са в камере сгорания изменение
давления ро в камере сгорания
не влияет на скорость исте-
Рис. 8.1. Зависимость перепада
давления на срезе сопла и в ка-
мере сгорания от уширения соп-
ла Sa/SKp и показателя поли-
тропы к
283
чения wa, а следовательно, и на динамическую составляющую
силы тяги и на всю тягу Р.
Если рассматривать реальные процессы, то давление в камере
сгорания существенно влияет на скорость истечения и силу тя-
ги. Дело в том, что чем больше давление в камере сгорания, тем
меньше теплоты идет на диссоциацию продуктов сгорания, повы-
шается То, а следовательно, и юа.
На динамическую составляющую силы тяги влияет массовый
секундный расход т\
m=p±bIL (8.3)
₽
где Р = f(R, То, к) —расходный комплекс.
Здесь следует более подробно рассмотреть физическую карти-
ну возникновения силы тяги. В процессе работы двигателя в каме-
ре сгорания непрерывно образуются газы, являющиеся продукта-
ми сгорания топлива. Если бы камера представляла собой замкну-
тый сосуд, то давление газов распределялось бы одинаково по всей
внутренней поверхности и все силы взаимно уравновешивались.
В случае открытого сопла (рис. 8.2) часть сил давления из-за нали-
чия критического сечения
сопла 5кр оказывается не-
уравновешенной, в результа-
те чего и возникает статиче-
ская составляющая силы тяги
Рис. 8.2. К определению силы тяги *^крРо, зависящая от давления
двигательной установки в камере сгорания. Однако
при движении газа часть его
энергии давления преобразуется в кинетическую энергию движе-
ния, в связи с этим давление уменьшается, при этом чем больше
скорость, тем меньше давление. Таким образом, сила тяги двига-
теля возникает не только в результате давления на нескомпенсиро-
ванную площадь сопла 5кр/?о, но также за счет того, что давление
на заднюю стенку камеры меньше, чем на переднюю. Причем это
неравенство давлений тем больше, чем больше скорость истечения
рабочих газов.
Первая часть удельного импульса тяги оценивается параметром
/^О^кр
т
284
а суммарный удельный импульс тяги с учетом разного давления,
действующего на переднюю и заднюю стенки камеры и на стенки
сопла, оценивается параметром
Таким образом, р является характеристикой только топлива.
Из формулы (8.3) следует, что для повышения секундного рас-
хода (а следовательно, и тяги) можно увеличивать 5кр или ро.
Увеличивая давление в камере сгорания для получения опреде-
ленной тяги, можно уменьшать 5кр, размеры всего сопла и всего
двигателя, при этом уменьшаются потери на диссоциацию, разме-
ры камеры сгорания и, следовательно, тепловые потери. Все это
способствует повышению температуры продуктов сгорания То,
скорости истечения wa и тяги Р. Именно по этому пути (увеличе-
ние давления ро в камерах сгорания) шло усовершенствование
двигателей от РД-170 к РД-180 и РД-191.
Из формулы (8.3) следует также, что при 5кр = const массовый
секундный расход пропорционален давлению ро в камере сгора-
ния. Однако для определенного сопла (5^/5Кр = const) отношение
^/^0= const, т. е. давление ра на срезе сопла будет меняться
пропорционально давлению /?о в камере сгорания. Следовательно,
и давление ра на срезе сопла будет пропорционально массовому
секундному расходу т. Отсюда следует, что эффективная ско-
рость истечения не зависит от значения массового секундного рас-
хода, т. е.
We = Wa + . (8.4)
т
Наибольшее значение удельной тяги достигается при так назы-
ваемом расчетном режиме работы сопла, т. е. когда давление ра
на срезе сопла равно давлению ри окружающей среды. Уширение
сопла конкретного двигателя fa=SaIS^ назначается из сообра-
жений получения наибольшего прироста дальности на участке ра-
боты ступени.
Рассмотрим, какие факторы и как влияют на изменение силы
тяги в полете. Обычно для баллистических ракет применяют дви-
гатели с нерегулируемой тягой в полете (не считая канала РКС или
случаев дросселирования тяги на некоторых ракетах, например,
для уменьшения осевых перегрузок в конце активного участка
285
траектории («Атлас-Ш» с двигателем РД-180), для организации
так называемого «теплого» деления ступеней и т. п.). В связи с
этим при установившемся режиме работы двигателя массовый се-
кундный расход продуктов сгорания должен быть постоянным.
Однако в действительности из-за изменения условий работы си-
стемы подачи топливных компонентов (особенно при вытесни-
тельной системе подачи или в РДТТ) массовый секундный расход
при полете ракеты незначительно, но меняется. Этим изменением
т при проектных расчетах можно пренебречь.
Вследствие перечисленных причин можно считать также по-
стоянной и скорость wa истечения газа (при установившемся ре-
жиме).
Таким образом, динамическая составляющая силы тяги в по-
лете сохраняет свое постоянство. О статической составляющей
$а(Ра ~ Ph) этого сказать нельзя.
Давление ра на срезе сопла пропорционально давлению р$ в
камере сгорания. Давление в камере в пределах малого изменения
расхода топливных компонентов т можно считать постоянным.
Следовательно, постоянным можно считать и давление ра на сре-
зе сопла.
Статическая составляющая тяги в полете изменяется, уве-
личиваясь в связи с уменьшением давления окружающей среды по
мере набора высоты.
Рассмотрим график изменения силы тяги во время полета раке-
ты (рис. 8.3).
Рис. 8.3. Изменение силы тяги ЖРД с момента запуска двигателя до
конца работы
Обычно выход двигателя на режим и прекращение работы
ЖРД осуществляются в две ступени силы тяги. Чтобы избежать
чрезмерных инерционных нагрузок на лопатки турбины и насосов,
раскрутка вала ТНА должна происходить постепенно. Достигается
286
это путем регулирования производительности газогенератора
ТНА. Сила тяги также возрастает постепенно. Когда она становит-
ся равной силе тяжести Go = wogo, ракета отрывается от старто-
вого стола. С этого момента начинается отсчет времени полета. На
пятой-шестой секунде полета за счет роста т сила тяги достигает
своего номинального значения, и после этого ее увеличение до
момента выключения двигателя происходит только за счет роста
статической составляющей.
Сила тяжести. Помимо силы тяги на движение ракеты боль-
шое влияние оказывает сила тяжести G = mg, зависящая от мас-
сы т ракеты и ускорения g свободного падения. Сила тяжести
приложена к центру масс (ЦМ) ракеты и направлена к центру Зем-
ли F (рис. 8.4). Во время полета сила тяжести, ввиду изменения т
и g, не остается постоянной.
Масса ракеты с течением времени, по мере расхода топливных
компонентов, уменьшается:
т = то - tilt,
где то — масса ракеты во время
старта.
Ускорение силы тяжести
/?23
g = go—,
Г“
где /?з = 6 371 км — средний ради-
ус Земли; г — расстояние от цен-
тра Земли до центра масс ракеты в
рассматриваемой точке траектории.
При выводе уравнений движения
ракеты будем рассматривать это
движение в неподвижной старто-
вой системе координат, начало ко-
торой совпадает с точкой старта.
При перемещении ракеты отно-
сительно этой системы координат
будет меняться не только значение
силы тяжести, но и ее направление.
Проекции силы тяжести на оси х и у
Gx = GsinS, Gv = GcosS.
Рис. 8.4. Составляющие силы
тяжести, действующие на
ракету в полете
287
Аэродинамические силы. При полете в атмосфере в результа-
те обтекания тела ракеты набегающим потоком воздуха возникают
воздействующие на нее аэродинамические силы. Равнодействую-
щая этих сил приложена в центре давления (ЦД) ракеты, который
расположен на ее продольной оси, так как внешние обводы ракеты
осесимметричны.
Действие воздушной среды на корпус не является чисто сило-
вым. При больших скоростях полета возникает еще и тепловое
воздействие — нагрев внешней поверхности ракеты. В этом смыс-
ле нагрев ракеты также можно рассматривать как определенный
вид внешней нагрузки.
Рассмотрим движение ракеты в связанной системе координат
(в системе координат, связанной с ракетой) — xiyi (рис. 8.5). Ось
Xi совпадает с продольной осью ракеты, а ось у] перпендикуляр-
на ей и проходит через центр масс ракеты.
Рис. 8.5. Проекции силы аэродинамического сопротивления на оси
поточной и связанной систем координат
В общем случае полета продольная ось ракеты не совпадает с
направлением движения ее центра масс (т. е. с направлением век-
тора скорости). Ракета летит с некоторым углом атаки ос. В связи с
этим введем еще одну систему координат — поточную — Х2^2-
Ось Х2 совпадает с направлением вектора скорости, а ось уг пер-
пендикулярна ей.
Эти две системы координат связаны между собой углом ата-
ки ос. Будем считать, что ракета статически устойчива, т. е. центр
288
давления лежит за центром масс. Разложим силу аэродинамиче-
ского сопротивления /?аэР на направление осей поточной системы
координат X2j^2 и получим силу лобового сопротивления X и
подъемную силу Y:
X = cxqSM;
Y = cyqSM =cyaqSM,
где сх и cv — коэффициенты лобового сопротивления и подъем-
ной силы (при небольших углах атаки коэффициент су линейно
зависит от ос); q = рс2/2 — скоростной напор; SM — площадь по-
перечного сечения ракеты (миделя).
Составляющие силы аэродинамического сопротивления на
направление осей связанной системы координат xijy
Х\ =cX[qSM;
Г) =cyiqSM = c“aqSM,
где cvi и сГ1 — аэродинамические коэффициенты в связанной си-
стеме координат.
В результате продувок в аэродинамических трубах обычно
определяют коэффициенты сх и су, а для практических расчетов
часто необходимо знать коэффициенты сХ[ и cV1. Найдем связь
между ними.
Из рис. 8.5 видно, что
Х\ = Xcosoc-/since;
/ = Xsinoc + /cosoc.
После подстановки значений X,Y и X\.Y\ получим
Oxi = Oxcosa-c^ccsincc;
с® ос = сх sin ос + су occos ос.
При очень малых значениях угла атаки (а ~ 0) можно принять
cosoc = l, sinoc = oc, ос2=0. Тогда
сЛ-, = сх, = сх + с“.
Управляющие силы. Стабилизацию полета и программный
разворот ракеты на активном участке осуществляют с помощью
органов рулевого управления. Органы управления создают управ-
289
ляющие усилия, но их наличие приводит также к появлению шар-
нирного момента Мш и потерь в тяге.
Для газовых рулей эти силовые факторы можно рассчитать по
Рис. 8.6. Силы, создаваемые
газовыми рулями
бочих газов на срезе сопла; 5Г.Р
следующим формулам (рис. 8.6):
2
_ РЛ .
I .р — 1 ,р О|' Р ’
у _ с Р"С .
1 I .р “ с Г Г.р 2 °’ Р ’
_ Р»и« с /
м ui — Gni.p *^г.рС
где сл |.р, сГ1р, сшг.р — аэроди-
намические коэффициенты; р„ и
wa — плотность и скорость ра-
и I — площадь и размер газового
руля.
Подобно всем аэродинамическим коэффициентам, cVI.p, cvi p,
сШ1.р зависят от формы и размеров руля и от угла атаки, т. е. от
угла поворота руля 8р в газовом потоке (рис. 8.7).
Рабочий поворот рулей у баллистических ракет происходит в
интервале ±15°.
Сила Xip не является управляющей и рассматривает-
ся как сила, способствующая уменьшению силы тяги. (Для раке-
ты Р-2 суммарные потери силы
тяги для всех четырех рулей со-
ставляют -700 кгс при их нейт-
ральном положении и возраста-
ют по мере поворота рулей.)
Обычно эту силу при составле-
нии дифференциальных уравне-
ний движения ракеты объеди-
няют с силой тяги, и силу тяги в
этом случае называют эффек-
тивной'.
Г=Р-Хгр.
Подъемная сила руля Угр
является управляющей силой,
Рис. 8.7. Типичная зависимость
аэродинамических коэффициен-
тов от угла поворота руля 8р
290
которая создает момент, поворачивающий ракету относительно ее
центра масс или относительно ее продольной оси (крен).
Шарнирный момент Мт оказывает на полет ракеты незначи-
тельное влияние и обычно используется для оценки необходимой
мощности привода руля (рулевой машинки).
8.2. Уравнения движения ракеты
на активном участке траектории
На начальных этапах проектирования, когда основные пара-
метры ракеты еще неизвестны, можно использовать упрощенную
систему уравнений.
При выводе уравнений введем несколько допущений.
1. Рассматриваем полет ракеты как устойчивый, протекаю-
щий согласно программе ср = /(/) = фпр.
2. Пренебрегаем влиянием вращения Земли на движение цен-
тра масс ракеты. При этом мы не сделаем большой ошибки, так
как полет одноступенчатой ракеты на активном участке продолжа-
ется всего несколько десятков секунд. Это допущение дает воз-
можность считать, что полет ракеты происходит только в плоско-
сти стрельбы, т. е. можно рассматривать полет ракеты в плоской
системе координат. Вращение Земли, естественно, оказывает вли-
яние на движение ракеты — фактическая скорость ракеты в конце
активного участка с учетом вращения Земли зависит от широты
места старта и направления полета ракеты. При запуске ракеты
в восточном направлении к скорости ракеты прибавляется
составляющая линейной скорости места старта, обусловленная
суточным вращением Земли относительно своей оси; при запуске
в западном направлении эта составляющая вычитается. Оче-
видно, что максимальный прирост скорости будет при старте
с экватора в восточном направлении (465 м/с). Вращение Земли
создает кажущееся движение цели во время полета ракеты.
Из-за наличия кориолисовых сил любая баллистическая ракета
в свободном полете отклоняется от плоскости стрельбы в Север-
ном полушарии вправо, в Южном полушарии влево. Пуск ракеты
при любом старте производится при ее определенном (неподвиж-
ном) положении относительно Земли и при определенном (непо-
движном) положении цели. В абсолютном же движении они не
являются неподвижными и перемещаются вследствие суточного
вращения Земли. В связи с этим стрельба производится хю упреж-
291
денному положению цели, т. е. по точке пространства, в которой
цель окажется к моменту подлета к ней ракеты или ее головной
части. Таким образом, одной из задач подготовки исходных дан-
ных для стрельбы является расчет положения упрежденной точки.
При точных расчетах можно учесть все эти факторы в виде не-
зависимых поправок и специальных расчетов и внести их в значе-
ние дальности, вычисленное без учета этих факторов.
3. Не учитываем ускорения и силы инерции, возникающие при
вращении ракеты вокруг ее центра масс, поскольку программное
изменение угла тангажа срПр, как правило, происходит довольно
медленно.
Рассмотрим движение ракеты в стартовой системе координат
(рис. 8.8). Ось у проходит через центр Земли, ось х перпендику-
лярна ей и направлена в сторону цели. Введем еще две системы
координат — связанную и поточную (см. § 8.1).
Эти три системы координат связаны между собой углами, пе-
речислим их:
• угол атаки а — угол между осью ракеты и вектором скорости;
• угол траектории 6 — угол между вектором скорости и
осью х стартовой системы координат;
• угол тангажа ср — угол между осями х и xj (на управляемом
участке — программный угол српр).
Нанесем на рис. 8.8, а силы и моменты, действующие на ракету
в полете, а на рис. 8.8, б (с теми же координатными осями) — силы
и моменты, приведенные к центру масс ракеты.
Будем считать, что сила тяги Р направлена точно вдоль про-
дольной оси ракеты (на самом деле в ракете всегда имеет место
эксцентриситет силы тяги — линейный и угловой). Нанесем силу
тяги Р сразу на рис. 8.8, б.
Результирующая сила аэродинамического сопротивления Лаэр
приложена в центре давления (см. рис. 8.8, а). Перенесем ее в
центр масс ракеты. В связи с этим появится аэродинамический
момент Л/аэр. Разложим силу /?аэр на оси связанной системы ко-
ординат Х|^ь Проекция /?аэр на ось xj даст силу Х\, на ось yi —
силу Уь Перенесем эти силы и моменты на рис. 8.8, б.
Рассмотрим теперь силы и моменты, возникающие на органах
рулевого управления. Силу лобового сопротивления Хр и подъем-
ную силу Ур рулей сосредоточим в центре поворота рулей (на са-
мом деле они приложены в центре давления рулей) — появится
шарнирный момент Мш.
292
Рис. 8.8. Силы и моменты, действующие на ракету в полете (а) и приве-
денные к центру масс ракеты (б)
293
Перенесем подъемную силу рулей Ур в центр масс ракеты —
появится управляющий момент Л/упр.
Перенесем на рис. 8.8, 6 силы Хр, Ур и моменты Л/П1, Л/упр.
Сила тяжести G приложена к центру масс ракеты и направле-
на к центру Земли (см. рис. 8.8, а). Разложим силу G на направле-
ние осей х, у и перенесем составляющие силы тяжести Gx и Gv
на рис. 8.8, б.
Нанесем на рис. 8.8, б также суммарный демпфирующий мо-
мент Л/демпф (внутренний и внешний). Внутренний демпфирую-
щий момент связан с возникновением кориолисовых сил при од-
новременном движении топлива и рабочих газов по трубопрово-
дам и камере сгорания вдоль продольной оси ракеты и развороте
ракеты по тангажу. Внешний аэродинамический демпфирующий
момент возникает в результате сопротивления атмосферы разворо-
ту ракеты по тангажу. Оба демпфирующих момента направлены в
сторону, противоположную вращению, и в первом приближении
пропорциональны угловой скорости.
Мы перечислили силы, которые будем учитывать при выводе
уравнений движения. Чтобы получить уравнения движения,
нужно спроецировать эти силы на оси координат и использовать
принцип Даламбера. На какие оси целесообразнее проецировать
силы? Это зависит от того, что мы хотим получить в результате
решения этих уравнений.
Главной летной характеристикой ракеты является ее скорость,
поэтому систему координат следует выбирать таким образом, что-
бы получить удобное выражение для скорости v.
Вектор скорости направлен вдоль оси х2 поточной системы
координат, поэтому целесообразно проецировать силы, действую-
щие на ракету в полете, на оси х2, у2 (х2 — касательная, у2 —
нормаль к траектории, Рь - Р- X?).
Сумма проекций всех сил на ось х2:
т — = AJcosoc-X|Cosoc-(y1 + Kp)sin oc-GvCOsO-CvSin 0. (8.5)
dt
Сумма проекций всех сил на ось у 2:
б/0
mv— - P’sina- У,since+ (У| + Ур)со8а + G\sin0- Grcos0. (8.6)
dt
294
Сумму проекций сил в правой ча-
сти уравнения (8.6) должны прирав-
нять силе инерции. Очевидно, что при
движении тела по криволинейной тра-
ектории это будет центробежная сила
(рис. 8.9). Если р — радиус кривизны
траектории в данной точке, то центро-
бежное ускорение равно г?2 /р, а инер-
ционная (центробежная) сила —
mv2 /р. Чтобы не вводить в уравнение
Рис. 8.9. К выводу урав-
нений движения ракеты
новый переменный параметр р, воспользуемся выражением из
.1 de (
высшей математики для кривизны кривой — = — (изменение угла
р ds
траектории по длине). Тогда
ir ds de de
т— = mv-------= mu—.
p dt ds dt
Уравнение моментов имеет вид
»^фпр ~ МаЭр + Л/ш — Л/уПр — Л/демпф• (8.7)
Число уравнений должно быть равно числу неизвестных.
Неизвестными являются шесть летных характеристик ракеты: т,
у, 0, ос, 5р.
Запишем три недостающих уравнения:
ф = 0 + ос = ф1|р; (8.8)
(8.9)
(8.10)
если спроецировать вектор скорости на оси х и у, получим
скорость движения центра масс вдоль этих осей
dx
— = ^cos0;
dt
dy .
dt
Преобразуем уравнения (8.5) и (8.6) к более удобному для
исследования виду:
du Ру Х|С080С + (Г1 + rp)sinoc
— = —cos ос--------------------L-------gx cos 0 - gv sin 0, (8.5a)
dt m
т
295
dt v
Рэ . A^isinoc —(У| + Tp)cosoc
— sin ос-------------------*------+ g.vsin0 - gvcos0 . (8.6a)
m m
Инерционный момент Л/ин = Jcpnp в связи с малой скоростью
программного разворота ракеты
Рис. 8.10. Взаимное расположение
центра масс и центра давления
ракеты
по тангажу можно считать рав-
ным нулю, так же как шарнир-
ный Мш и демпфирующий
Л/демпф моменты. Тогда остают-
ся только два момента относи-
тельно центра масс сил Fj и Ур
(рис. 8.10):
Т/аэр ~ МуПр ,
или
F1 (хм Хд)— Кр(/р Хм),
z v Хм Хд.
р 'Т^Г
*р Лм
Используем последнее ра-
венство в уравнениях (8.5а) и
(8.6а), что позволит избавиться
от уравнения (8.7). Для этого предварительно запишем
z + у - yj Хм Хд + yj - ух Хм Хд + *м = yj Хд
1р ~ Хм /р ~ Хм /р — Хм
Преобразуем «аэродинамические» члены уравнения (8.5а):
Xicos ос + (Fj + Tp)sinoc = %jcosoc+ Y\
Ip Хд
^p — Хм
since =
= сЛ | qSM cos а + oc^Sm
хд . с
-------SinCC = CTgdM ,
Ip ~ Хм
где
ст = cXlcosa +с^ос
*р хд
^р — Хм
since.
Поскольку угол ос мал, то
sinос~ ос; ос2 ~ 0; cosoc~l. Тогда ст~сЛ|, но, как было показано
ранее, сХ} -сх. Таким образом, сх~сх. В итоге уравнение (8.5а)
примет вид
296
dv P' a • л /сих
— = —cosa-----------g,vcos0-gvsin0. (8.11)
dt m m
Проделаем аналогичные преобразования с уравнением (8.6а):
/ — X
Xjsin а - (У1 + Ур)со8ос = Xisinoc- Y\ —--cosoc =
/р — Хм
/р — Хд с •
2-----cos ос = сп g^smoc,
р — Хм
= cXiqSMsina- c“aqSM
где сп =сЛ1 - с
р лд
cos ос — аэродинамический коэффициент с
учетом взаимного расположения центра масс и центра давления.
Теперь уравнение (8.6а) примет вид
б70_^
dt v
-cnqSM )sin ос
т
+ g.vsin0-gvcos0
(8.12)
Уравнения (8.8)—(8.10) запишем в неизменной форме:
<р = 0 + а = српр; (8.13)
— = l>cos0; dt (8.14)
dy . — = rsin0. dt (8.15)
Система уравнений (8.11)—(8.15) позволяет получить и проана-
лизировать изменение летных характеристик ракеты во время по-
лета. Для преобразования уравнений движения ракеты в функции
основных проектных параметров эти уравнения удобнее записать в
полярной системе координат.
8.3. Уравнения движения ракеты
в полярной системе координат
Координатами, определяющими во время полета положение
центра масс ракеты относительно центра Земли, являются угол 5
и радиус г (рис. 8.11). При больших дальностях полета удобнее
использовать угол траектории 6 — угол между вектором скоро-
сти и местным горизонтом (перпендикуляром к радиусу г).
297
Рис. 8.11. К выводу уравнений движения ракеты в полярной системе
координат
Преобразуем уравнения (8.11)-(8.15), полученные в декартовой
системе координат (см. § 8.2), в уравнения в полярной системе ко-
ординат. По-прежнему все силы проецируем на направление век-
тора скорости. Силу тяжести G направляем по радиусу г к центру
Земли F(cm. рис. 8.11). Вводим новый угол траектории
$ = 0 + 8.
Р1
В уравнении (8.11) преобразуем слагаемое —cosoc: используя
т
выражение cosoc = l-2sin2(oc/2), первое слагаемое уравнения
разбиваем на два, одно из которых не зависит от угла атаки ос, а
другое зависит. Второе слагаемое рассматриваемого уравнения
остается без изменений. Сила тяжести, спроецированная на
направление вектора скорости и поделенная на т, дает слагаемое
gsinO. В итоге получим
dv Р> 2Р1 . 2 a cTqSM
— =-----------sin2------------gsin 6. (8.16)
dt т т 2 т
298
Уравнение (8.12) изменится больше, так как здесь вместо —
dt
r db ~ db dG d8 z <V8
должно быть —. Поскольку О = 0 + о, -----= — + — (где---------
dt dt dt dt dt
угловая скорость изменения положения радиуса-вектора г), то
угловую скорость можно получить через линейную скорость
db £>cos О
— =--------, тогда
dt г
db dG fcos0
---—-----1-----.
dt dt r
В результате получим
JO 1 (Р* -cflqSM)sina i?2cos6
— =-----------------------geos О +------- ,
dt v т г
или
JO_1
dt c
РУ cnqSM . Г V2 |
—sina------—sina- g---cosv
m m \ r )
(8.17)
Так как в декартовой системе ф = 0 + ос = фпр, но 0 = 6-8, то
ф = 6-8 + ос = фПр. (8.18)
Последние два уравнения системы (8.11)—(8.15) будут иметь
вид
(8.19)
(8.20)
J8 _ t’cosO
dt г
б/Г • Q
— = fsinO.
dt
Уравнение (8.20) описывает изменение скорости в направлении
радиальной координаты г.
8.4. Изменение летных характеристик ракеты
во время полета
Летными характеристиками ракеты являются: ф — угол
тангажа, ос — угол атаки, 8р — угол поворота рулей, с — ско-
рость ракеты, х и у — координаты центра масс.
Проследим изменение углов ос, ф, 8р. Знание этих углов сов-
местно с данными продувок в аэродинамической трубе cx,cv дает
299
возможность определить нагрузки на ракету во время полета на
активном участке траектории (АУТ). Эти углы связаны между со-
бой, поэтому будем строить графики изменения ф(/), ос(/) и 8р(/)
одновременно. Изменение всех углов во время полета будем рас-
сматривать на отдельных характерных участках. Таких характер-
ных участков пять. Момент времени to соответствует отрыву ра-
кеты от стартового стола, а /5 = /к — концу активного участка
(рис. 8.12).
Рис. 8.12. Изменения угла тангажа ф, угла атаки ос и угла поворота ру-
лей 8р во время движения ракеты на АУТе
Проследим за изменением угла ф. После отрыва ракеты от стар-
тового стола на участке to-t\ ракета летит вертикально (<р = гс/2).
Как уже отмечалось, вертикальный старт упрощает конструкцию
стартового сооружения, облегчает наведение ракеты на цель, спо-
собствует уменьшению массы конструкции ракеты. Вертикальный
участок полета используют у современных ракет (при наличии в
системе управления гиростабилизированной платформы) для разво-
рота ракеты по крену с целью наведения ее по азимуту.
Посмотрим, изменится ли угол атаки ос на участке to~t\- Оче-
видно, что угол ос связан с работой органов управления. Если ор-
ганы управления заклинены в нулевом положении, то угла атаки
не будет (если рассматривать невозмущенное движение), т. е. на
участке to-t\ угол атаки а = 0, так же как и 8р = 0.
300
Участок t\ -/2 —участок начала разворота ракеты по тан-
гажу. При этом возникает угол атаки ос. Он может быть как по-
ложительным, так и отрицательным, и может изменяться по-
разному в зависимости от того, является ли ракета статически
устойчивой или статически неустойчивой.
Напомним, что у статически устойчивой ракеты аэродинами-
ческий момент Л/а)р стремится уменьшить угол атаки, т. е.
совместить ось ракеты с направлением движения ее центра масс
(рис. 8.13, а). У ракеты статически неустойчивой поток воздуха
создает аэродинамический момент Л/аэр? стремящийся увели-
чить угол атаки, т. е. отклонить ось ракеты от направления дви-
жения ее центра масс (рис. 8.13, б).
Рис. 8.13. Зависимость угла атаки а от аэродинамического момента Л/аф
у статически устойчивой (а) и статически неустойчивой (б) ракеты
Таким образом, для обеспечения статической устойчивости
необходимо, чтобы центр давления располагался за центром масс
(для этого ракету снабжают стабилизаторами). Неуправляемая ра-
кета должна обязательно быть статически устойчивой. Все совре-
менные БРДД без стабилизаторов, т. е. статически неустойчивы.
Динамическая устойчивость обеспечивается за счет органов
управления.
Рассмотрим изменение угла атаки на участке t\-tz для статиче-
ски неустойчивой ракеты. При этом будем считать, что если ось
ракеты отклоняется от вектора скорости против хода часовой
стрелки, то знак угла ос положительный. Если ось ракеты
отклоняется от вектора скорости по ходу часовой стрелки, то
знак ос отрицательный. Условимся также относительно зна-
ков угла поворота рулей 8р: если руль отклоняется против хода
301
часовой стрелки, то 8р положительный, если по ходу часо-
вой стрелки, тоЗр отрицательный.
Как уже отмечалось, на участке /о-t\ ракета летит вертикаль-
но. Вектор скорости V направлен вдоль продольной оси ракеты
(рис. 8.14). Заканчивается вертикальный участок, ракета начинает
разворачиваться и в какой-то момент займет некоторое наклон-
ное угловое положение. При этом вектор скорости v будет пово-
рачиваться вместе с ракетой, но будет отставать в этом повороте,
т. е. ракета поворачивается, а центр масс ракеты по инерции бу-
дет продолжать двигаться в прежнем направлении. В этом случае
образуется отрицательный угол атаки -ос. Очевидно, что до тех
пор, пока ракета будет поворачиваться, угол ос будет отрица-
тельным.
Рис. 8.14. Образование отрицательного угла атаки ос в начале поворота
ракеты по тангажу
Органы управления при повороте ракеты должны противодей-
ствовать аэродинамическому моменту Л/аэР и создавать управля-
ющий момент Л/упр, т. е. у статически неустойчивой ракеты рули
не поворачивают ракету, а удерживают ее от излишнего поворота.
В связи с этим, чтобы ракета начала разворачиваться, рули долж-
ны дать ей некоторый толчок (+8р), причем образуется -ос, и ра-
кета уже за счет аэродинамического момента продолжает разво-
302
рот. Рули должны быстро изменить положение на -8р с тем, что-
бы удерживать ракету от чрезмерного поворота.
Участок /2—Лз называют баллистическим. Особенности этого
участка связаны с изменением скоростного напора q^pc1!! по
высоте полета. По мере подъема плотность атмосферы р убывает,
а скорость с растет, поэтому в какой-то момент скоростной напор
достигает максимального значения <7тах. Этот момент приходится
на участок (см. рис. 8.12). При максимальном скоростном
напоре максимальными будут и аэродинамические силы, действу-
ющие на ракету, в частности подъемная сила У -c^cxqS^.
Подъемная сила как нагрузка на корпус ракеты является попе-
речной силой. Поскольку основная часть корпуса ракеты — это
полая тонкостенная конструкция, то поперечные силы весьма не-
желательны с точки зрения ее прочности, поэтому проектировать
ракету и траекторию ее полета нужно так, чтобы на ракету дей-
ствовали как можно меньшие поперечные силы.
На участке где имеют место максимальный скоростной
напор и переход полета ракеты на сверхзвуковую скорость, необ-
ходимо стремиться понизить значение поперечной силы. На прак-
тике это делают за счет уменьшения (до нуля) угла атаки ос на
этом участке. С целью снижения продольных нагрузок на участке
максимальных значений скоростного напора в некоторых ракетах
предусмотрено значительное дросселирование тяги.
Для того чтобы ракета летела с нулевым углом атаки, каждое
возмущение по этому углу необходимо сводить к нулю с помощью
органов управления. Ракета на участке t2~h должна лететь как
статически устойчивая. Органы управления только гасят угол ата-
ки, а не управляют ее поворотом. Для ракеты статически неустой-
чивой они должны быть повернуты на +8р.
На участке /3-/4, когда уменьшается скоростной напор q, ор-
ганы управления продолжают поворачивать ракету, вектор скоро-
сти при этом в своем развороте отстает от разворота корпуса раке-
ты, появляется отрицательный угол атаки -ос (см. рис. 8.12). Этот
участок называют участком сопряжения.
У многих ракет на участке /4-/5 угол тангажа делают постоян-
ным: ср = const. Этот участок называют участком выведения на
цель.
303
При составлении программы полета за момент /4 считают мо-
мент достижения ракетой скорости, необходимой для получения
минимальной для этой ракеты дальности за момент /5 —
момент, соответствующий получению скорости, необходимой для
достижения максимальной дальности Лтах- Иногда говорят, что в
момент /4 ось ракеты «закрепляют». Делают это для того, чтобы в
любой момент полета на этом участке, когда может последовать
команда на выключение двигателя, ракета не поворачивалась от-
носительно своего центра масс, так как в противном случае после
выключения двигателя во время отделения головной части ракета
по инерции будет продолжать вращаться, что, очевидно, скажется
на точности попадания.
Рассмотрим изменение угла атаки ос и угла поворота рулей 8р
на участке /4-/5 (рис. 8.15). Пусть в момент /4 вектор скорости v
совпадает с продольной осью ракеты, но уже в следующий момент
полета такого совпадения быть не может. Дело в том, что траекто-
рия движения центра масс ракеты не может быть прямой лини-
ей — сила земного тяготения придает ей криволинейную форму.
Вектор скорости совпадает с касательной к траектории. Рули на
этом участке работают так, чтобы угол тангажа ср оставался по-
стоянным. Таким образом, появляется положительный угол атаки
+ос, который со временем увеличивается.
Рис. 8.15. Изменение угла атаки ос и угла поворота рулей 8р на заключи-
тельном участке полета ракеты на АУТе
Поскольку ракета статически неустойчива, появляется аэро-
динамический момент Л/аэр, стремящийся увеличить угол тан-
гажа ср. В связи с этим рули должны создавать управляющий мо-
мент Л/упр, противодействующий моменту Л/аэр. Угол атаки ос
у статически неустойчивых ракет имеет следующие значения:
304
на участке разворота 1...2°, на участке сопряжения 30', в конце
активного участка 2...3°.
На рис. 8.13, а приведен характер изменения угла 8р для про-
граммного (идеального) полета. В реальном полете рули работают
не только на исполнение программы, они реагируют также на слу-
чайные возмущения ракеты. Характер изменения 8р при этом бо-
лее сложный.
Рассмотрим изменения летных характеристик ракеты v. х и
у на активном участке траектории. Очевидно, что значения этих
характеристик и их изменение полностью определяются ускорени-
ем ракеты и характером его изменения во время полета.
Значение и знак ускорения зависят от соотношения сил, дей-
ствующих на ракету, — силы тяги Р, силы лобового сопротивле-
ния X) и проекции GV1 силы тяжести на продольную ось ракеты
(рис. 8.16). Сила тяги Р является положительной, т. е. увеличива-
ющей ускорение, а две другие силы — отрицательными, т. е. тор-
мозящими движение ракеты.
Как следует из анализа сил, действующих на ракету в полете,
сила тяги на всем активном участке больше, чем сумма тормозя-
щих сил, поэтому движение ракеты все время будет ускоренным.
На участке, где сила тяги сопоставима с силой лобового сопротив-
ления, ускорение остается положительным и его знак не меняется.
При выходе ракеты в более
разреженные слои атмосферы
сила Х\ уменьшается и уско-
рение ракеты снова растет.
Как будет показано далее,
увеличению ускорения к кон-
цу активного участка способ-
ствуют еще два обстоятель-
ства — увеличение тяги по
мере подъема ракеты и
уменьшение ее массы из-за
выгорания топлива.
Участок постоянного по-
ложительного ускорения по-
чти не сказывается на харак-
тере кривой изменения скоро-
Рис. 8.16. Соотношение силы тяги Р
и суммарных сил — лобового со-
противления и проекции 6Л1
силы тяжести на продольную ось
ракеты
305
Рис. 8.17. Изменение летных
характеристик ракеты на АУТе
сти. Значения параметров х и у.
связанных с увеличением скорости,
растут. На рис. 8.17 приведены ре-
зультаты интегрирования уравне-
ний движения ракеты.
Напомним, что мы проводим
баллистический анализ, т. е. уста-
навливаем функциональную зави-
симость
у(£) = ./'(цк, Jy’1( (),a’,Vo,pM).
Пока что в уравнения движения
основные проектные параметры не
входят, так как мы еще не получи-
ли выражение, определяющее за-
висимость между скоростью и
дальностью. Одной из ближайших
задач является введение в уравне-
ния движения основных проект-
ных параметров, однако сначала
найдем выражения, устанавлива-
ющие зависимости между скоро-
стью и дальностью.
8.5. Приближенное определение дальности полета.
Задачи пассивного участка траектории
На схеме, приведенной на рис. 8.18, ОС — полная дальность
полета L ракеты; ОА' — участок дальности, соответствующий ак-
тивному участку траектории LoAf\ А'С — участок, соответствую-
щий дальности свободного полета Лсв. Таким образом,
Л — Lqa' + Лсв.
Участок дальности LoA> можно определить из уравнения
dxldt = zjcosO, если х, v и О отнести к концу активного участка.
В проектных расчетах можно воспользоваться приближенным
способом определения Для этого нанесем на траекторию по-
лета ракеты точку С', удаленную от Земли на такое же расстоя-
306
Рис. 8.18. Схема, поясняющая расчет дальности полета ракеты
ние, что и точка А (конец активного участка); С' — условная точ-
ка входа ракеты в плотные слои атмосферы. Соединим эту точку с
центром Земли F и наметим точку С". Теперь разобьем полную
дальность на три участка: Lqa'. Lc"c и La'c". где La'c” соответ-
ствует свободному полету ракеты в поле земного тяготения без
аэродинамического сопротивления. Известно, что этот участок
траектории является дугой эллипса, а длина дуги А'С" — эллип-
тической дальностью Л)Я.Таким образом,
L = Lqa' + ^эл + Lee •
Поскольку L,n — наибольшая составляющая полной дальности,
вынесем ее за скобки:
| Lqa' + Lc"c
L^\
Обозначим
Loa' + Lee
к = 1 +---------.
^)Л
Тогда
L — к Ь .
L = L»A 1
307
Рис. 8.19. Зависимость коэффи-
циента к от дальности полета
ракеты
Таким образом, при определении полной дальности переходим
к определению эллиптической дальности Цл. Даже при к = \ пол-
ная дальность будет ненамного отличаться от эллиптической.
На основании сопоставления значений полной дальности, вы-
численных точным и приближенным методами, получена зависи-
мость к = f(L) (рис. 8.19). Такой
способ определения дальности,
безусловно, не точен, но он
прост, удобен и вполне пригоден
для проектировочных расчетов.
Решение задачи по выводу
уравнения движения ракеты на
эллиптическом участке траекто-
рии дано в книге [1]. Воспользу-
емся готовыми выводами. Обо-
значим угол AFB на рис. 8.18
через рд. Поскольку АВС' —
дуга эллипса, то BF — ось сим-
метрии эллипса, т. е. она делит
дугу АС на две равные части,
соответственно, и углы, которые стягиваются равными дугами,
равны между собой — (35. Следовательно,
£эл=2Мз. (8.21)
При этом
„ _ v^tgdj
8 В 1 - Va + tg2 ’
(8.22)
Здесь vA=v^/Vy (у, — первая космическая скорость на высоте
конца активного участка, г>| = ^go^/r )• Тогда
У А =~^2-
gOR3
(8.23)
Для приближенных расчетов можно считать /?з ~ г
(7?з =6371 км), т. е. принять
V2
Va=^~. (8.24)
go
308
Таким образом, воспользовавшись формулами (8.21)—(8.24),
можно найти зависимость эллиптической дальности LW1 от пара-
метров конца активного участка траектории vA и Oj (без учета
влияния ха и уа). Подставив в выражение (8.22) для tg 0# зна-
чения параметров конца активного участка vA и О л, можно рас-
считать и Л)л. Однако такая задача возникает редко. В прак-
тике проектировочных расчетов чаще приходится решать другие
задачи.
Задача 1. Задана скорость Va, требуется определить
Если при известной Va требуется найти максимальную даль-
ность L™ax, то угол Oj должен быть оптимальным для этой даль-
ности. Воспользуемся выражением
1-V4 + tg2O/1
Очевидно, что при максимальной дальности должны быть макси-
мальными P# и tgPfl. Необходимо проварьировать угол 0^ или
tgOj таким образом, чтобы получить максимальное значение P#
или tg Рд (задача на отыскание максимума):
d(tg(3fi) = Ул(1 —Ул + tg2 Ол)~2ул tg2
d(tgd.i) (1 — ул + tg2O/|)2
УД1-У.4 + tg2 Ол) - 2Ул tg2 Ол =0,
tg2 О""1 = 1 - v л, tg O7r = yJ\-vA-
Получили условие, при котором достигается максимальная даль-
ность.
Для решения поставленной задачи снова воспользуемся выра-
жением (8.22) для tg P# и вместо tgft^ подставим в него значение
tgO^nT. Получим максимальное значение tgР™х, а следователь-
но, и LT:
1-Ул+1-Ул 2(1-Ул) 2^1-Ул
Для практического использования формулу (8.25) удобно
представить в развернутом виде. Вместо Уа подставим ее значе-
309
ние Vj = ^ . Воспользуемся формулой Лэл = 2Рд/?з, переведем
goRi
градусы в радианы и подставим числовые значения go =9,81 м/с2
и /?з = 6 371 км. В результате получим рабочую формулу
7)2
= 222,4arctg------. А , км, (8.26)
15,82762,57-гу^
скорость vA при этом измеряется в км/с.
Задача 2. Задана £™ах, требуется определить
Воспользуемся формулой (8.22) для tg(3«; вместо vA подста-
вим выражение, связывающее его с
t ртах = О tg2^"T)tg^'1T = . = tgf- - 20°"Т1 .
° 2tg2 ф°пт ° л °\2 л /
Если равны тангенсы углов, то равны и сами углы:
ртах = ^-2fl»"r, а
тт Rmax
0«"г (8.27)
По формуле (8.27) можно найти оптимальный угол О л для задан-
ной дальности, так как
rmax rmax __ о max
дтах ^max _ о max _ ^эл лот _ г В
,л " к Рй " 2/?3 ~4 2 ’
Рис. 8.20. Зависимость 0°?' от
А
угла Р£ах
Г рафическая зависимость
“ /(Р™х) дана на рис. 8.20.
При небольших дальностях угол
0™1г близок к 45°, для спутника
(Р™х = л/2) он равен нулю.
В приведенной методике
определения Lmax и О^[|Г не
учитываются координаты конца
активного участка траектории х.\
310
и у i, что приводит к завышению угла О™11 на 2...3° по
сравнению с более точными расчетами.
Задача 3. Заданы Лтах, Р^ах и 0^", требуется определить t’j,
т. е. по заданной дальности при оптимальном угле Oj найти
необходимую скорость vA.
Опять воспользуемся выражением (8.22) для tg[3# и
перепишем его в следующем виде:
откуда
v^=2tgPr tgC,
э
I-----------------
но Vj =——, a V-i = Jv igoR'i- Подставляя в эту формулу зна-
g()/?3
чения Vj, go и /?з, получим формулу для определения скорости
vA = 11,197tgP#ax ’ км/с- (8.28)
8.6. Уравнения движения ракеты
на активном участке траектории
в функции основных проектных параметров
Продолжим баллистический анализ, целью которого является
установление зависимости скорости (или дальности) полета от
основных проектных параметров:
v(L} = /(ц,
где
’й? “ -7^- v"~’ ""=й
(ц — относительная масса ракеты для любого текущего момента
полета; т() = Л/о — стартовая масса ракеты).
Преобразуем уравнения движения ракеты в полярной системе
координат (см. § 8.3) таким образом, чтобы в них входили
основные проектные параметры.
311
Преобразуем первое уравнение системы (8.16)—(8.20):
dv Р3 2Р3 . 2а cxqSM . _
— =----------sin-----------gsin V.
dt т т 2 т
Выразим силу тяги Р3 через основные проектные параметры.
Сначала преобразуем уравнения для текущего значения силы тяги
Р и для силы тяги у Земли Ро',
P = mwa+Sa(pa- ph) = m\ Wa+-^ -Sup/,;
k mJ
P> =[w?]owu + Sa(pa -/?o) = [w]o| wa +^~-\-Sapa.
I [w](> J
В обоих уравнениях выражения в круглых скобках равны эффек-
тивной скорости истечения we, которая, как было показано ранее,
не зависит от массового секундного расхода. Тогда
Р = mwe - Saph\ (8.29)
Л) = [w]o we - Sap{}. (8.30)
Исключим из обоих уравнений we9 для чего из уравнения (8.30)
определим we и подставим его значение в уравнение (8.29):
we =-Д-(Л) + ^/?о);
[™]о
P = Jn-(Pv + Sap0)-Saph. (8.31)
[w]o
Эффективная сила тяги Р3 = Р-Хр; для газовых рулей сила
лобового сопротивления %г.р
PaWg
(Считаем, что рули
находятся на срезе сопла.) Величина Хгр переменная, так как руль
работает и выгорает (меняются сггр и 5гр). Будем считать эту
силу пропорциональной массовому секундному расходу, посколь-
КУ А'. р =/(ра), а р„ =
Лгр т
Таким образом, Хгр = кт и ХГро = £[т]о, а-----------=------, или
А'г.ро [/и]о
_ Y т
г.р - Аг.ро .
[w]o
312
Вычтем Xr.p из левой и правой частей равенства (8.31):
Р ~ Xг.р — . (Ро + Sa ро) — Sa ~ yVr p о ,
L^]o |>]о
P'=-^-{PJ + SapQ)-Saph- (8.32)
[w]o
P^-^PJ+SaPb). (8.33)
[w]o
Обозначим n =------, тогда
["*]()
/” = T](^ + Sapo) - Saph .
Вынесем за скобку:
(8.34)
D SaPt)
Выразим член —— через основные проектные параметры, для
И()
чего преобразуем параметр аэ с учетом уравнения (8.33):
Jyan _ Pn[w]o _ >й(Роэ + Sa^o)[ffl]o _ Р^ +Sapo _ Sapo
Jyao тро [m]omPj Роэ PJ
Отсюда $“р° = а* -1. Подставим это выражение в уравне-
но
ние(8.34):
А’ = Р0’
т| + (o’ -1)| т|- —
I ^0
Упростим последнюю формулу, частично раскрыв скобки, и
окончательно получим выражение для Рэ:
/” = РОЭ
оэГ|-(аэ-1)—
Ро.
(8.35)
313
Преобразуем выражение для текущего значения массы раке-
ты т\
т = т------ цЛ/о.
Л/о
Соответственно, первый член первого уравнения системы
(8.16)-(8.20)
a*v\-(cP -1) —
А)
т
MoPgo
Ру 1
но так как —9, получим
Л/ogo Vo
Преобразуем третий член уравнения (8.16) с учетом того, что
2^L = _L.
Л/о Рм
т рЛ/0 ррм
Последний член уравнения (8.16) вводим без изменений.
Таким образом, первое уравнение в функции основных проект-
ных параметров
dv
dt
pv0
e^q • Q
------gsin v.
(8.37)
Получили уравнение с двумя независимыми переменными: р и /,
при этом р является функцией времени /:
/ ф zz> шф =^> рФ .
В одном уравнении два независимых (свободных) параметра
оставлять не следует. Преобразуем уравнение (8.37) таким обра-
зом, чтобы в нем остался один независимый параметр р:
314
т
H = —
w0
dv - dv тт
а вместо — в левой части уравнения было —. Для этого
dt
dt
умножим левую и правую части уравнения на —.
В левой части уравнения (8.37) будем иметь
dv dt _ dv
dt d\i d\i
Найдем выражение для производной —, на которую нужно
умножить правую часть уравнения (8.37).
Сначала найдем выражение для —, для чего продифферен-
dt
т
цируем ц = —:
то
=\dm = _m[m^ ^[mjo
dt то dt то [w]o то
(dmldt = -th. Знак «-» ставим потому, что масса ракеты с течением
времени уменьшается — топливо выгорает, т. е. dmldt сама по
себе величина отрицательная. Будем считать ее положительной,
1 drn
а знак «-» вынесем за произведение----).
то dt
Найдем выражение для [w]() через основные проектные
р) рэ
параметры: 0 =——, откуда [т]о =——. Подставим его в
["По Л’до
1
(8.38) с учетом того, что —, получим
Wogo Vo
= Hi’go = Л go
dt УоУуД()
315
и, соответственно,
= (8.39)
Л go
Таким образом, чтобы избавиться от переменной t в уравнении
(8.37), его левую часть нужно умножить на —, а правую — на
d\k
^о«7удо
Л go
Попутно заметим, что из выражения (8.38) можно получить
формулу для расчета «идеального времени» Т — времени, в
течение которого выгорит масса топлива, равная стартовой массе
ракеты:
dt = = Т
d\x T][m]o
Т = V,'7y-1° , (8.40)
Л go
Получим теперь формулу для времени полета ракеты на
активном участке. Разделим переменные и проинтегрируем
уравнение (8.39):
Г .
! go ' П
Пределы интегрирования: когда t = 0, ц = — = 1.11оэтому
wo
У0^уд()Гб/|1
go •; л
Получили зависимость времени полета от основных проектных па-
раметров в интегральном виде, поскольку не знаем, как изменится
Л = /(')•
tn
Если считать г| =----- равным единице (л = 1) (что будет при
[/Й]о
неизменном секундном расходе топлива во время полета ракеты),
316
то задача упростится. При этом допущении большой ошибки не
будет, так как у ракет с ЖРД расход топлива меняется в пределах
±0,5 %, у ракет с РДТТ — в пределах ±4 %.
В случае Г| = 1 получим
/ = _2^дори = _2^до(ц_1)
go go
Поскольку ц< 1, окончательно формулу для времени полета можно
записать в виде
t =
^О^удО
go
0-и).
(8.41)
Тогда время полета на активном участке
/к = (8.42)
go
ИЛИ
tK = Т(1 - цк). (8.43)
После умножения левой части системы уравнений (8.16)—(8.20)
dt ^о^удо
на —, а правой — на------------—, получим уравнения движения
d[i Л go
ракеты в функции основных проектных параметров:
dv _ VoJy\o go Г ph 1 voJ’ao 2go
— Cl 11 у Cl 1) i A
dp T]go HV0 [ po J rjgo HV0
sinz —+-------J'"' ~^ + ° уд0 gsinf>;
2 T]go М-Pm Hgo
(8.44)
A)_
d$ = Vod'yA0
dp. i)vgo
go
ixvo _
э / э i\ Ph
a Y\-(a 14
-1)— sina-
Po_
cnq \ v\ «
----sina- g-----cosvf;
HPm 4 rJ
(75 _ Уо-^удо ycosO
dy- T]go r
(8.45)
(8.46)
317
— =—°уд о (8.47)
d\L W
Проанализируем физический смысл членов первого уравнения
системы (8.44)-(8.47). Для этого представим уравнение (8.44) в
несколько ином виде. Перегруппируем члены, раскроем квадрат-
ные скобки:
Ph
1 <£^0«7уд0 . У()Ст^</ул0 JуД() \\Ph
— = - +------— sin О +--------— + (а -1)—
d\i у Ц T]go ЦП
Ро
+ 2^
ЦТ]
э / э IX Ph . 2 а
а т]-(б? -1)— sin —.
Рь J 2
(8.48)
Разберем физический смысл его членов. В случае, когда в ле-
вой части стояло dv/dt, было ясно, что это ускорение. А что такое
dv/d\\P Ранее мы получили линейную зависимость между време-
нем t и параметром ц (см. формулу (8.41)). Таким образом, если
dvldt — ускорение, то dv/d\i — величина, пропорциональная
ускорению, а следовательно, и все члены, составляющие правую
часть уравнения (8.48), пропорциональны ускорению.
Представим уравнение (8.48) в более коротком виде с вложе-
нием физического смысла в каждый член (представим каждый
член в виде ускорения):
dv = dvn _ d(\vx) _ б/(А^2) _ б/(А^3) _ с/(А^4) 8 49
<7ц d\i d\i d\i d\k dp
где
dvn „ >1
,ш ’" ? (8-50)
^=_«^sine; 85
d\i ngo
<y(At>2) v0ct<7-A^()
-4—~ =---------(8.52)
dp. ЦРмПЯо
= (8 53)
t/ц ЦГ| po
318
d(^v4) _ 2^уДо
t/ц
ЦП L
a’r|-(a’ -1)—
2а
sin —
Цо J 2
(8.54)
Таким образом, получили в общем виде уравнение, по которо-
му можно определить скорость ракеты на активном участке
траектории в функции основных проектных параметров. Из
уравнения (8.49) видно, что эта скорость складывается из пяти со-
ставляющих:
г = г>ц - Д^ - Дгь ~ Ат>3 - Д^4. (8.55)
Формулу для определения первой составляющей скорости по-
лучим в результате интегрирования уравнения (8.50) (в этом урав-
нении параметр ц переменный, остальные — постоянные):
Уц =-УуЧ()а'Чп|Ы, где а3 = JyAn/J3ll(}. После подстановки выраже-
ния для а3 получим привычную форму записи формулы Циолков-
ского:
Й1 = — Jуд п 1п .
Таким образом, основной составляющей скорости ракеты яв-
ляется так называемая скорость Циолковского б’ц — идеальная
скорость, которую может получить ракета, совершая полет в без-
воздушной среде вне сил земного тяготения и при условии, что
направление силы тяги совпадает с направлением полета. Осталь-
ные составляющие скорости будут поправками к скорости Циол-
ковского, связанными с реальными условиями полета.
Поправку Д^| получим интегрированием уравнения (8.51):
^0»/уд0 Г g .
А?;] =-----— —sinO<7|LX.
go । П
Если бы интегрировали по времени, то пределами интегриро-
вания были бы t = 0 и t. Этим моментам времени соответствуют
значения параметра ц = 1 и ц < 1. При таких пределах интеграл
будет отрицательным. Переменим пределы интегрирования и по-
меняем в связи с этим знак перед интегралом:
д^| ~ ° уд0 Г—sinOt/p.
go Jn
319
Для выяснения физического смысла поправки Дъ>| вспомним,
что член gsind появился при составлении уравнений движения
ракеты, когда проецировали силу тяжести на направление вектора
скорости. Следовательно, эта поправка связана с потерей скоро-
сти на преодоление силы тяжести.
Поправку Дг?2 получим в результате интегрирования уравне-
ния (8.52):
Vo ^уд0 г cxq .
Д^2 =-----
go а,
Здесь сразу же поменяли пределы интегрирования и изменили
знак перед интегралом. Поскольку в подынтегральном выражении
стоят ст и q, то очевидно, что поправка Дг?2 учитывает потери
скорости на преодоление аэродинамического сопротивления.
Поправку Дг?з находим путем интегрирования уравне-
ния (8.53):
д^з =у;д0(^
. РоТ] Ц
Рис. 8.21. Потери скорости ракеты
из-за наличия угла атаки при дви-
жении ракеты на АУТе
Эта поправка, очевидно, свя-
зана со статической состав-
ляющей Sa (ра ~ Ph ) СИЛЫ
тяги Р = mwa + Sa(pa - ph) И
учитывает давление ph окру-
жающей среды. Сила тяги с
подъемом ракеты растет за
счет статической составляю-
щей и достигает максимально-
го значения в безвоздушной
среде. Таким образом, Дг?з
учитывает потери скорости,
связанные с уменьшением тя-
ги двигателя из-за наличия
давления окружающей среды.
Интегрированием уравне-
ния (8.54) получим
А<щ = 2./^ j аэТ]-(а
ц -
-1)— sin2
А)
a
2 пн’
320
Эта поправка зависит от угла атаки ос и учитывает уменьшение
составляющей силы тяги на направление вектора скорости'.
A’cosoc = /у) - 2P3sin2 —.
2
Как было показано ранее, угол ос (рис. 8.21) не превышает
3...5°, поэтому Дг?4 — наименьшая из всех поправок к скорости
Циолковского, в проектных расчетах ею часто пренебрегают.
8.7. Приближенное определение скорости ракеты
При приближенном определении скорости будем считать, что
. ™
Дг?4=0, Г| =----= 1, интегралы берутся приближенно, g = go-
[w]o
Тогда формула (8.55) примет вид
V - Т>ц - Дг>1 - Дт>2 - Д^З,
или
v = -УуЛП1пр — уд0 fgsinО dp — уд0 f^-dp.-
gO gOj»M ' И
i л и
Обозначим
^П—•'удп» Ml—•'удО, 1 — ,
go
J\ = fgsin $ dp; J2 = f-^-dp; J3 = f— —.
J н P
Формула для расчета скорости примет вид
у = -сп1пр-77|----J2 - (сп - со) 7з, (8.56)
Рм
321
Теперь приближенно определим интегралы J], и Уз.
।
1. J\ = jgsinf)d|LL Зададимся законом изменения 6=/’(ц)
ц
(рис. 8.22). Из опыта проектирования следует, что ц|=0,95,
=0,35.
Рис. 8.22. Закон изменения угла траектории в, принятый при прибли-
женном определении скорости полета ракеты
На участке разворота ракеты по тангажу зададимся законом
изменения О - ,/(ц) в виде параболы:
Л/2-Ок 2 _Ao.n_* PF
Ъ~~-------Ц2) +»к, Пк=»к =-------------—".
(Ц1-Ц2Г 4 2
Возьмем интеграл J\ по интервалам изменения ц:
J\ = go
1 Ц1 Ц2
1 •+ jsin + sin 6К jd\i
• 71 1
sin — = 1
2
Для различных значений Ок получим J\ = /(ц) (рис. 8.23).
Зная интеграл J\ при различных значениях ц и оптимальном для
заданной дальности 6К = 6кШ, для ракеты с определенным соче-
танием основных проектных параметров V» и У^д() можно вычис-
лить Г = VoJy;iO/go и Д^| =TJ\, а также построить зависимость
Д^1 = /’(ц) и определить поправку Д^| для любого момента поле-
та ракеты (рис. 8.24).
Поправка Д^| на преодоление силы тяжести растет, но этот
рост не линейный, так как Д^ = /’(sin О). При полете ракеты
322
Рис. 8.23. К определению потерь ско-
рости на преодоление силы тяжести
Рис. 8.24. Характер изме-
нений потерь скорости на
преодоление силы тяжести
во время полета на АУТе
угол 6 уменьшается, уменьшается составляющая силы тяжести на
продольную ось ракеты, поэтому Д^ растет, но интенсивность
роста падает. При вертикальном полете sin тг/2 = 1, а Д^ = -g/, и
поправка к скорости растет по линейному закону.
К концу активного участка Д^ может составлять
(0,18...0,20)г;ц.
।
2. J2 = d\i. Для определения интеграла J2 нужно знать
н
изменение по времени скоростного напора q = /(t>, у\
Таким образом, чтобы найти поправки к скорости Дг?2, необ-
ходимо знать закон изменения скорости и высоты полета, по-
скольку от последней зависит плотность атмосферы.
Для приближенного определения J2 принимают скорость в
первом приближении:
Ц1) -Дй,
а высоту вычисляют по этой приближенной скорости:
dy • а Г • п ,
----= fSinf}, ИЛИ J/(|) = Т f(i)Sin ияр.
dt--J
ц
Получив таким образом J2 = для определенного сочета-
ния параметров рассчитываем Д^2 -TJ2lp^.
Характер изменения \v2 = /’(ц) зависит от характера измене-
ния скоростного напора q (рис. 8.25). К концу активного участка
323
Рис. 8.25. Характер изменений
потерь скорости на преодоле-
ние аэродинамического сопро-
тивления во время полета на
АУТе
потери скорости на аэродина-
мическое сопротивление состав-
ляют (0,02...0,03)гэц.
3- Уз = [——• Интеграл Уз
> Ц
определяется аналогично интегра-
лу У2:
Ц2) =^ц -Дй -а^2;
1
У(2) = T’J?7(2)Sin Об/ц.
ц
Зная у. находим давление ри на
этой высоте, а затем и Уз, Д^з = (сп -со)Уз.
Характер изменения Д^з = f (ц) определяется характером из-
менения плотности атмосферы по мере набора высоты. Величи-
на Дг?з к концу активного участка
для большинства ракет составляет
(0,02...0,03)й1 (рис. 8.26).
Ранее были приведены потери
скорости Д01, Дг?2, Д^з для БРДД
с дальностью полета L = 3 000 км.
Для ракеты-носителя на низкую
круговую орбиту (//кр = 220 км)
несколько иное распределение по-
терь скорости: Лсд = 0,22Дг?2 =
= 0,008 г?ц, Дт’з = 0,024^ц, Дг;4 =
= 0,003^ц.
Как уже отмечалось, решение за-
дачи баллистического анализа сво-
Рис. 8.26. Изменения потерь
скорости полета ракеты на
АУТе, связанные с уменьше-
нием тяги двигательной уста-
новки из-за наличия давления
окружающей среды
дится к определению такой скорости
ракеты в конце активного участка траектории при различных соче-
таниях основных проектных параметров, которая необходима для
получения заданной дальности Лтах- По заданной дальности Lmax
вычисляется и этот угол траектории используется при
расчетах со всеми сочетаниями основных проектных параметров.
В определенном варианте расчета переменной величиной явля-
ется только ц.
324
8.8. Влияние основных проектных параметров
на скорость полета ракеты
Трудоемкость исследования по определению оптимального
значения основных проектных параметров можно уменьшить, если
сократить их количество. Однако сознательно это можно сделать
после того, как будет выяснена степень влияния каждого из них на
скорость и дальность полета ракеты.
Вначале рассмотрим влияние основных проектных параметров
на скорость (их влияние на дальность полета будет рассмотрена в
§ 8.9):
v = -УудояЧп ц - уд° fgsin Ог/ц - уд° f — du -
go ,, go Рм ' Ц
J А) Ц
Характер и степень зависимости v от проектных параметров
ц, </уД(), а\ рм и Vo можно установить, меняя в каждом случае
один из них и оставляя другие постоянными.
Величина ц входит во все составляю-
щие скорости. С уменьшением ц растет
с?ц, а также все поправки к скорости
Циолковского. Общий характер изменения
скорости определяет скорость Циолков-
ского, так как ^ц = /(1п|ы) и, кроме того,
резкое увеличение скорости к концу ак-
тивного участка траектории (рис. 8.27)
связано с тем, что поправки к скорости к
концу активного участка растут медленнее
(см. рис. 8.24-8.26).
Удельный импульс тяги оказывает вли-
яние на все четыре составляющие скорости.
Рис. 8.27. Изменение
скорости полета ра-
кеты на АУТе
Они с увеличением
Ууд растут. Однако не все составляющие равноценны, наибольшей
(определяющей) из них является г?ц = С ростом не-
смотря на увеличение всех поправок, текущее и конечное значения
скорости будут расти (рис. 8.28). Влияние <7уД() на конечную ско-
325
Рис. 8.28. Влияние удельно-
го импульса тяги на ско-
рость полета ракеты
рость и дальность довольно суще-
ственно: для двухступенчатой ракеты
увеличение удельного импульса тяги
на 10 м/с на первой ступени дает
прирост дальности 68 км, а на второй
ступени — 114 км.
Проанализируем, от чего зависит
удельный импульс тяги:
Р 1
/уд = ~ = ~[mwa + Sa ( Ра - Ph )] =
т т
Sa \
= Wa +—(ра ~ Ph)-
т
Скорость wa истечения газов из сопла двигателя определяется
по формуле (8.2), из которой следует, что для идеального процесса
wu не зависит от давления ро в камере сгорания, так как пропор-
ционально изменению ро изменяется давление ра на срезе сопла.
Однако, как уже отмечалось, при реальном процессе повышение
давления в камере сгорания способствует повышению температу-
ры продуктов сгорания и, следовательно, скорости истечения газов
и удельной тяги.
С повышением давления уменьшаются потери на диссоциа-
цию продуктов сгорания, уменьшается объем камеры сгорания и,
следовательно, потери теплоты,
нентов топлива АТ + НДМГ
на рис. 8.29 показан характер
зависимости </уД и связанного
с ним расходного комплекса
$ = poSK?/rh от давления р()
в камере при различных дав-
лениях ра на срезе сопла.
Назначение давления на
срезе сопла (особенно для
двигателей верхних ступеней
ракет) не является однознач-
ным. С одной стороны, мак-
симальное значение удель-
ной тяги можно получить
В качестве примера для компо-
| АТ + НДМГ~]
Рис. 8.29. Зависимость удельного
импульса тяги от давления в камере
сгорания при различных давле-
ниях на срезе сопла
326
при так называемом расчетном режиме работы сопла, т. е. когда
Ра = ри, с другой стороны, на верхних ступенях ракет при этом
значительно увеличиваются размеры и масса самого сопла и пе-
реходного отсека. Приходится идти на компромисс. В этом слу-
чае помогают такие конструктивные решения, как использование
разворачивающихся или двухпозиционных сопловых насадков,
сброс переходных отсеков после разделения ступеней, примене-
ние сопла, частично утопленного в камеру сгорания, использова-
ние четырехсоплового блока (последние две рекомендации для
РДТТ).
На первых этапах проектирования при выборе значения ра
можно опираться на статистические данные:
ри = 0,08...0,06 МПа для одноступенчатых ракет с дальностью
300...3 000 км и на первой ступени двухступенчатых ракет;
ра = 0,05...0,04 МПа для одноступенчатых ракет с дальностью
до 5 000 км и на второй ступени МБР.
На первый взгляд кажется, что для получения большей скоро-
сти необходимо назначать большее значение давления в камере
сгорания.
Проведем элементарный баллистический и массовый анализ
ракеты с РДТТ, используя для этого формулу Циолковского:
=-7удц1п —.
Л70
Повышая давление /?0 в
камере сгорания (рис. 8.30),
с одной стороны, повышаем
Jya, что способствует увели-
чению скорости, а с другой —
увеличиваем массу конструк- Рис. 830. К выбору оптимального
ции Л7К, что уменьшает ко- давления в камере сгорания РДТТ
нечную скорость. То же са-
мое можно сказать и о раке-
тах с ЖРД и вытеснительной системой подачи (рис. 8.31).
Для ракет с ЖРД и турбонасосной системой подачи на первых
этапах проектирования можно назначать максимальное значе-
ние ро из освоенных в современном ракетном двигателе-
строении. Необходимо иметь в виду, что при повышении р{} рас-
тет масса ТНА и рабочего тела (особенно у ЖРД «открытой»
схемы).
327
Рис. 8.31. К выбору оптимального давления в камере сгорания двигателя
при вытеснительной системе подачи топлива
Рис. 8.32. Зависимость скоро-
сти полета ракеты от соотно-
шения удельного импульса
тяги в пустоте и на уровне
Земли
Для ракет с ЖРД и вытеснительной системой подачи (как и для
ракет с РДТТ), очевидно, существует оптимальное значение дав-
ления в камере сгорания, которое обеспечивает получение макси-
мальной скорости. Значение удельного импульса тяги для опреде-
ленного топлива как функции давления в камере сгорания в этом
случае становится варьируемым параметром.
Параметр а3 входит в выраже-
ния £>ц и Дг?з. С увеличением а3
текущая и конечная скорости будут
расти. При этом рост будет значи-
тельным (рис. 8.32). Имея графики
^удо=/(Ро) и ^уди=/(^о) для
различных ра (см. рис. 8.29) и за-
давшись ро и ра, можно опреде-
лить */удп, Ууд0 и а =УудП/«/уДо.
Массовая нагрузка на мидель
рм входит только в выражение для
Ф Л/о
Дг?2, причем рм I =----р С мате-
‘S'm
матической точки зрения увеличение рм приводит к уменьшению
Дг?2 и, следовательно, к увеличению скорости с ракеты, т. е.
£>МТ => Дг^ => •
Физически это объясняется уменьшением площади поперечно-
го сечения ракеты при увеличении рм для ракеты с определенной
массой Л/о- Очевидно, что с уменьшением 5М уменьшаются аэро-
динамическое сопротивление и поправка Д^2-
328
Следует отметить, что параметр рм не входит в выражение для
скорости Циолковского, следовательно, мало влияет на конечную
скорость ракеты.
Стартовая нагрузка на тягу Vq = также не входит в
выражение для скорости Циолковского, поэтому ее влияние на те-
кущее и конечное значения скорости невелико. Однако этот пара-
метр оказывает существенное влияние на силу тяги двигательной
установки, на массу двигателя и массу конструкции всей ракеты.
Пусть, например, имеем ракету с Л/о = 100 т:
при Vq =0,4 сила тяги = 100-9,81/0,4 ~ 2 453 кН (245 тс);
при Vo =0,6 сила тяги Р^ - 100 -9,81/0,6 ~ 1 635 кН (163 тс).
При увеличении v0 с 0,4 до 0,6 скорость ракеты изменится ма-
ло, зато сильно уменьшится сила тяги (с 245 до 163 тс), а также
инерционные нагрузки на конструкцию ракеты.
Очевидно, надо осмотрительно назначать этот параметр при
проектировании ракеты.
Рассмотрим влияние Vo
на летные характеристики
ракеты (рис. 8.33). Параметр
Vo входит в две поправки к
скорости: на преодоление
силы тяжести и на пре-
одоление аэродинамическо-
го сопротивления Al?2-
Из формулы
Рис. 8.33. К выбору оптимального
значения стартовой нагрузки на тягу
видно, что увеличение Vo приводит к пропорциональному уве-
личению Дг?1. Такой характер зависимости объясняется тем,
что с увеличением Vo при других фиксированных параметрах рас-
тет время полета ракеты на активном участке траектории:
/к I — (1 Цк).
go
С увеличением времени полета потери &V\ растут, так как при
этом приходится поднимать топливо на какую-то высоту, чтобы
там его сжечь.
329
С увеличением Vo для ракеты определенной массы снижается
сила тяги, а следовательно, и секундный расход топлива, что
приводит к увеличению времени полета до конца активного
участка:
V°T= М^} , = w Туу’д() =>/к ?
Ч)
(для вертикально летящей ракеты Аг?| = -gt — скорость свобод-
ного падения).
Рассмотрим влияние Vo на Дгъ = ° уд() На первый
£()Рм Ц
взгляд кажется, что увеличение Vo приводит к увеличению Дт^.
На самом деле с увеличением Vo потери Д^ не растут, а умень-
шаются.
Физически это объясняется следующим образом. Рассчитаем
время полета на активном участке для ракеты с параметрами
Vo =0,1; </уд0 = 2000 м/с; цк = 0,3:
t 'Чудо,. , 0,1-2000
/к =---у— (1-Цк) = ——------0,7 = 14 с.
go 9,81
Очевидно, что за такое короткое время полета ракета не успеет
подняться на большую высоту. Следовательно, вся траектория ак-
тивного участка будет проходить через плотные слои атмосферы,
и ракета будет иметь очень большие потери на преодоление аэро-
динамического сопротивления. Считается, что 75 % атмосферы
находится в слое до 20 км над поверхностью Земли.
Рис. 8.34. Высота конца
активного участка у ракет
с различными значениями
стартовой нагрузки на тягу
Увеличив Vo до 0,6, получим время
полета tK = 84 с. Это реальное для од-
ноступенчатых ракет время. За 84 с она
может подняться на значительную вы-
соту (рис. 8.34). Наиболее плотные слои
атмосферы ракета будет пролетать с
малой скоростью, основную скорость
она будет приобретать в разреженных
верхних слоях атмосферы. Таким обра-
зом, при увеличении Vo потери на
аэродинамическое сопротивление Дть
снижаются (см. рис. 8.33).
330
Подтверждается это и математически. Дело в том, что с увели-
чением Vo и ростом в связи с этим tK уменьшается скоростной
напор q, который также входит в выражение для Д^2:
VgT => rKT => дф => Дг?2Ф.
Уменьшается значение интеграла в выражении для Дг?2, при-
чем это уменьшение во много раз значительнее, чем увеличе-
ние Vq.
Потери скорости Д^з, связанные с уменьшением силы тяги из-
за наличия давления окружающей среды, очевидно, также будут
снижаться по мере увеличения Vg, так как в этом случае раке-
та большую часть траектории будет лететь в разреженных слоях
атмосферы. Изобразим это на графике (Дгь + Д^з на рис. 8.33).
Скорость Циолковского не зависит от Vg, поэтому на гра-
фике будет изображаться прямой линией, параллельной оси абс-
цисс (см. рис. 8.33).
С соблюдением знаков просуммируем изменение скоростей,
изображенных на рис. 8.33. Получим график изменения конечной
скорости v при изменении параметра Vg.
Из графика видно, что имеется максимум скорости, соот-
ветствующий определенному значению Vg. Это значение Vg
называется баллистическим оптимумом (v^1 0,11). На первый
взгляд кажется, что баллистический оптимум обеспечит наиболь-
ший прирост конечной скорости.
На основании приведенных ранее расчетов баллистический оп-
тимум v^',J,onT =0,1...0,2.
У существующих ракет реальное значение Vg лежит в преде-
лах 0,6...0,7.Сдвиг реального значения Vg в большую сторону
(относительно VqLL,iji 01,1) связан со следующими обстоятельствами:
• при малых значениях Vg ракета движется с большим ускоре-
нием, растут осевые перегрузки, которые требуют упрочнения
конструкции, растет цк, соответственно, конечная скорость сни-
жается. Реальное значение Vg принимается при совместном рас-
смотрении результатов баллистического и массового анализа;
• при большем значении Vg можно получить большую даль-
ность, так как при этом увеличиваются координаты конца актив-
ного участка, которые, кроме скорости и угла траектории в конце
активного участка, также влияют на дальность полета.
331
8.9. Влияние основных проектных параметров
на дальность полета ракеты
Дальность полета ракеты зависит не только от скорости, но и
от координат конца активного участка (при Ол = '&а'Т)> т-е-
L = f(vA, хА, у а).
Эллиптическая теория дает возможность приближенно учесть
влияние координат конца активного участка на дальность полета
ракеты. Это можно сделать в предположении, что вся траектория от
Рис. 8.35. Условная эллипти-
ческая траектория полета
ракеты
преодолеет ракета, получив в
скорость
=-^удОа,1пЦ>
конца активного участка А до це-
ли С является эллипсом (рис. 8.35):
L = Loa' + с•>
Loa' ~ Ха ,
L — X а + Д?в •
Приближенное значение хА и
у а можно определить, зная так
называемую «дальность Циолков-
ского» 5ц и коэффициенты кх< и
kVA, полученные в результате опре-
деления координат конца активно-
го участка точным методом:
ха = kXAS^ (8.57)
у a =kyAS[\. (8.58)
Под «дальностью Циолковско-
го» понимают дальность, которую
конце активного участка идеальную
или —- = -/уД()а’1пц. (8.59)
Zf /
Для приведения уравнения (8.59) к одной независимой пере-
dt Wya0
меннои ц и учитывая, что — =-------------, левую часть уравнения
d^ go
z0 dt vo*^y;iO
(8.59) умножим на —, а правую — на-------------, разделим пере-
d[L go
менные и проинтегрируем:
332
dSn dt уо(у;д())2
——— =-----------a In ц,
dt d\i go
Sii
=
0
VoUyao)2
go
5ц = °( уд°) д)ц(1пц-1)1^1 = °( уд°) <яэ[ц(1п|и.-1)-1(0-1)],
go go
5ц = Уо(7удо) ^[l-gCl-lng)]. (8.60)
go
Значения коэффициентов kXA и kVA приведены в табл. 8.1, а
характер их зависимости от дальности полета L показан на
рис. 8.36.
Рис. 8.36. Зависимость коэффициен-
тов кХА и kVA от дальности полета ракеты
Таблица 8.1
Коэффициенты кХА и кУА при различной дальности полета L
L, км 300 1 200 2 200 3 000
0,3 0,4 0,5 0,58
ку, 0,34 0,42 0,5 0,56
Зная 5ц и коэффициенты кХА и кУА, полученные по дальности
без учета координат конца активного участка, можно определить
координаты конца активного участка и первую составляющую
полной дальности:
Loa' ~ ха .
Для получения дальности свободного полета LCB воспользуем-
ся готовыми формулами эллиптической теории
333
^св = R зРс;
Вс b + \/b2 + ас
tg^ =-----------------
2 a
<7 = 27?3(1 + tg2O^)-(2/?3 + yA)vA; b= VaRi^a; с = УаУа,
где
v2A(R3+yA)
у a ~-----73---•
go/?3
В табл. 8.2 приведены значения основных проектных парамет-
ров для некоторых одноступенчатых ракет.
Таблица 8.2
Основные проектные параметры для одноступенчатых ракет
Параметр Р-5 (8К51) Р-12 (8К63) Р-14(8К65)
Lmax., КМ 1 200 2 000 4 500
мо, т 29,1 41,7 86,3
Л/|Ч, т 1,35-1,40 1,3-1,6 1,5
/’о, КН 432 628 1 480
Компоненты О2 + ТМ-185 АК-27И + АК-27И +
топлива + ТМ-185 + НДМГ
Ркс, МПа — 4,45 —
/р, м 20,8 22,0 24,3
£)р, м 1,65 1,65 2,4
X = /р/А)р 12,5 13,3 10,1
Ра, МПа — 0,07 0,045
Ас. С 219 140 131
УуД о, м/с 2 160 2 240 2 406
<-/удп, м/с 2 430 2 590 2 830
а' = -АлцХ/удО 1,125 1,126 1,176
МК,Т 4,39 4,75 6,7
цк = MJMq 0,15 0,14 0,08
v0 = Л/ogo/Po, кН/кН 0,661 0,651 0,572
рм = Мо /SM, кг/м2 13 700 20 000 19 200
334
Из выражений (8.57), (8.58) и (8.60) очевидно, что главным
фактором, определяющим дальность, является скорость Va-
С качественной стороны основные проектные параметры влия-
ют на дальность так же, как и на скорость:
ЛТ — при уменьшении ц дальность растет, потому что
растет скорость;
Уул0? =>ЛТТ — с увеличением Ууд0 дальность увеличивается,
так как растет скорость. Однако удельный импульс тяги влияет на
дальность в большей степени, чем на скорость. Это связано с тем,
что с ростом УуД() растут координаты конца активного участка,
причем этот рост будет значительным, так как 5ц =/(</уд0)2.
С физической точки зрения это объясняется тем, что с увеличени-
ем УуД() растет время полета tK = VoJy;iO(l -цк), а следовательно, и
Ti, уд\
— увеличение ау способствует увеличению даль-
ности, так как при этом растет скорость.
Изменение рм мало влияет как на скорость, так и на дальность.
Изменение Vo влияет на дальность так же, как и на скорость,
но Vq”, обеспечивающая наибольшую дальность, не совпадает с
L
о У0балл ог,т «0,1 v(P0,3 v0
Рис. 8.37. К выбору оптималь-
ного значения стартовой на-
грузки на тягу для получения
максимальной дальности
Уд"1, обеспечивающей максимальную скорость. Проиллюстриру-
ем это графиками изменения скорости и дальности при увеличе-
нии Vo (рис. 8.37).
Характер изменения дальности будет таким же, как и характер
изменения скорости (поскольку дальность определяется в основном
скоростью), но максимум дально-
сти будет при несколько большем
значении Vo. Связано это с тем,
что после v[“n «0,1 скорость
начнет уменьшаться, а координаты
конца активного участка будут
продолжать расти, и за счет этого
будет расти дальность. Так будет
происходить до некоторого значе-
ния Vo. Затем уменьшение скоро-
сти будет влиять на дальность по-
лета более существенно, чем уве-
335
личение координат конца активного участка, и дальность начнет
уменьшаться. Для баллистических ракет значение vj;rrr по дально-
сти смещается и равно ~0,3.
Как уже отмечалось, существует еще несколько причин сме-
щения <пт у реальных ракет в большую сторону. Среди них —
стремление уменьшить осевые перегрузки пх и потери на аэроди-
намическое сопротивление при полете ракеты уже на пассивном
участке траектории, а также стремление повысить точность
стрельбы. Дело в том, что отделение головной части ракеты в
плотных слоях атмосферы приводит к появлению аэродинамиче-
ских сил и моментов, которые могут увести отделившуюся голов-
ную часть с расчетной траектории. Смещение Vo в большую сто-
рону увеличивает высоту, на которой происходит отделение го-
ловной части от корпуса ракеты.
8.10. Массовый анализ одноступенчатой
жидкостной ракеты
Результатом массового анализа ракеты является функциональ-
ная зависимость
Мо =/(Цк, Jya0, а\ Vo, рм).
Для нахождения этой зависимости обычно пользуются опытом
проектирования аналогичных ракет с учетом возможностей улуч-
шения массовых характеристик узлов ракеты за счет использова-
ния перспективных материалов и технических решений. Вводится
понятие весорасчетной характеристики.
Весорасчетной характеристикой называют параметр, наибо-
лее полно определяющий массу данного элемента конструкции.
Очевидно, для массы топливного отсека Л/то это будет масса топ-
лива Л/т, для массы двигательной установки Л/Д.у — сила тяги
, и т. п.:
-^Т.О ~ ^Т.О-^Т > ^Д.у “Уд.у-^О •
Значения ат.о, Уд у и других параметров берут из опыта проек-
тирования.
Разобьем массу ракеты в конце активного участка траектории
Мк на массы отдельных элементов в соответствии с их весорас-
четными характеристиками:
Л/к — Mf- Q + А/п.Х.О “Ь -^д.у + ^Т.О “Ь ^С.П “Ь А^^ТОПЯ.ОСТ , (8.61)
336
где Л/Г.о — масса головного отсека; Л/П.х.о — масса приборного и
хвостового отсеков; Л/сп — масса элементов системы подачи;
ЛЛ^гопл.ост — масса гарантийных запасов топлива (топливных
остатков).
Поделим правую и левую части равенства (8.61) на Мо'.
_ MVQ Л^П.Х.О МД-У^О
Mo Mo MoPogo
Обозначим
_ Т/ихо . _ Л^Д.у
Нп.х.о ~~~Г, '•> Уд.у - '•>
Мо Ро
А _ _ АЛ/ТОПЛ.ОСТ . _
Аб/топл.ост — ~~ •>
Мт
Мт Мо - Мк ,
Мо Мо
Т.0 + Л/С.П + ^-Мтопл .ост Л/т
Мо Мт ’
_ M-Y Q . _ Л^С.П
Я™ ” w ’ ас п ~ и ’
Мт Мт
^Т.О “Ь Яс.п + Аятолл.ост ,
= 1
Mogo Vo
Тогда
М г-° Y д-у g® /1 \.
Цк — ~ I" Цп.х.о “Ь Ь (1 — Цк ) >
Л/о Vo
Цк (1 + 6ZL ) = J‘° + Цп.х.о + ^д-у^° + .
Мо Vo
Окончательный вид массового уравнения одноступенчатой
жидкостной ракеты
1 ( Mv.q Y д.у
Цк - ---- ——— + Цп.х.о “•--------+ .
1 + а^. х Мо Vo /
Чтобы воспользоваться этим уравнением, необходимо знать
значения входящих в него коэффициентов.
На первых этапах проектирования можно принимать следую-
щие значения:
я™ = 0,03...0,04 т/т (30...40 кг массы конструкции на 1 т топ-
лива);
Ясп = 0,005...0,008 т/т (при турбонасосной системе подачи сю-
да входит только масса элементов системы наддува; масса ТНА
относится к массе двигательной установки);
337
Аятолл.ост = 0,005...0,008 т/т (большие значения относятся к ра-
кетам без СОБ);
Цп.х.о = 0,035...0,050 т/т (большие значения при наличии при-
борного отсека);
Уду = 0,001 ...0,002 т/кН, или уду = 0,01...0,02 т/тс (10...20 кг
на 1 тс тяги, большие значения относятся к верхним ступеням ра-
кет).
Для отыскания оптимальных значений основных проектных
параметров ракеты достаточно иметь результаты баллистического
и массового анализа.
Вопросы к главе 8
1. Назовите основные допущения, сделанные при выводе уравнений
движения баллистической ракеты на АУТе и обоснуйте их правомер-
ность.
2. Какие допущения использованы при приближенном определении
скорости и дальности полета ракеты?
3. Проанализируйте, как изменение основных проектных параметров
влияет на скорость и дальность полета ракеты.
Глава 9. ОСОБЕННОСТИ ВЫБОРА
ОСНОВНЫХ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ
9.1. Основная терминология
Под массой первой ступени многоступенчатой ракеты будем
понимать массу всей ракеты:
Л/oi = Л/о,
под массой полезного груза первой ступени — массу всех верхних
ступеней ракеты вместе с полезным грузом, которую назовем Мм\
Л/П.г1 = Л/()2,
а под массой конструкции первой ступени — массу всей ракеты
без топлива первой ступени:
Л/К1 = Л/oi - Л/Ть
Относительная масса конструкции первой ступени
Цк1 =~ГГ'
Мо]
После выгорания топлива в блоке первой ступени блок отбра-
сывается. Масса оставшейся в полете части ракеты — Л/02, тогда
для второй ступени
Л/к2
Л^пл2 = Л/()3, Л/К2 = Л/()2 “ Л/Т2 , Цк2=-——.
Л/02
При такой терминологии многоступенчатую ракету можно
представить как сумму одноступенчатых, у которых полезным
грузом является масса всех верхних ступеней и, соответственно,
_ MKi _ _ с/удП/ _ Л/о, go _ Moi
Цк/ - , v/удО/ - . , ai ~ , v0, - , Р\м ~ •
*^удО/ ^0/
339
Принципиально выбор основных проектных параметров мно-
гоступенчатой ракеты не отличается от выбора этих параметров
для одноступенчатой ракеты. Оптимальное сочетание параметров
многоступенчатой ракеты также осуществляется при совместном
рассмотрении результатов ее баллистического и массового анализа
(программу Rocket-2 расчета параметров на ЭВМ см. в приложе-
нии). Критерием оптимального сочетания параметров считает-
ся получение минимальной стартовой массы ракеты.
Отличие заключается в большем числе независимых парамет-
ров. Кроме перечисленных цк/, УуДо/, я/, Vo/ и /?м/, необходимо
также найти рациональное распределение стартовой массы ракеты
между отдельными ступенями, которое обеспечило бы получение
минимума Л/о при заданной скорости в конце активного участка:
. Л/о2 л А/оз
Л| =----, Л 2 ------ И т. д.
Л/()1 Л/о2
9.2. Определение скорости многоступенчатой ракеты
Используя указанную в § 9.1 терминологию, можно определить
скорость многоступенчатой ракеты в конце активного участка тра-
ектории, просуммировав скорости, сообщаемые ракете отдельны-
ми ступенями.
В конце работы последней, п-й ступени будем иметь
vK = £(^ц)/ -Z(A^i), -Х(Мз)/. (9.1)
Z=1 i=\ Z=1 z=l
Потери скорости, связанные с наличием атмосферы, для всех
ступеней, кроме первой, можно считать равными нулю. Пусть
^Ц — —Jуд п 1п Цк = — 1п Цк,
где си = Jуд п.
Тогда
=-ХсП/1пцк/— Х(Аг?1)/ - (Дг?2 )i - (Д<^з )1. (9.2)
Z=1 Z=1
Поправки (Дг?2 )i и (Д^з)1 можно рассчитать по методике для од-
ноступенчатых ракет.
Определим потери скорости на преодоление силы тяжести:
п 'г
£(ДУ|), = Jgsini3<7r. (9.3)
о
340
Для вычисления интеграла
необходимо знать закон
изменения угла О по вре-
мени О= /‘(/) (рис. 9.1).
Для упрощения расче-
тов будем считать, что из-
менение угла О происхо-
дит по параболе сразу со
старта (штриховая линия на
рис. 9.1), т. е. пренебрегаем
верти кальным уч астко м
полета. Зависимость, ап-
проксимирующая эту кри-
вую, может быть такой:
0 =
Рис. 9.1. Закон изменения угла траек-
тории О по времени, принятый при
приближенном определении скорости
многоступенчатой ракеты
л/2-ек
(гк -/)2 + ОК.
(9.4)
Перейдем в интеграле (см. формулу (9.3)) к другой независи-
мой переменной — к углу О вместо времени t. Для этого про-
дифференцируем выражение (9.4) по времени:
= л/2?
tl
Исключим из выражения (9.5) сомножитель zK -Z:
I .
у л/2-0к ’
я/2-£к ,
dv = -2-----zK. ------dt;
zK2 ^/2-вк
d'Q = 7(n/2-dK)(d-dK) dt;
________tKd$______
27(n/2-6K)(^-^K)’
(9.5)
(9.6)
(9.7)
Тогда выражение (9.3) можно записать в следующем виде:
Х(Д^|)/ = fgsin bdt -
о
341
= -f gsinO , =gcP4/; g = gcP, (9.8)
„/2 2j(7t/2-eK)(O-OK)
где
_ 1 "r2 sindt/d
' " 2 | 7(n/2-dK)(^-6K) '
Численное значение f = /(f}K) можно найти в приложении 20
к [4].
Введем в выражение (9.8) для суммарных потерь скорости на
преодоление гравитации основные проектные параметры:
/к=Г(1-цк), 2>к=£гк,(1-цк;),
/=| /=1
V()/J 0/-
где Гк/ =------.
go
Скорость многоступенчатой ракеты в конце активного
участка траектории
Ук = -Zc,„ Inцк, - gcp/ZTKi(\ - Цк/) -(At>2 )i - (Ау3)|. (9.9)
/=1 /=1
Для приближенных вычислений можно считать gCp~go, а
(Д^2)1 +(А^з)1 = 300...400 м/с.
9.3. Определение основных проектных параметров
многоступенчатой ракеты
Массовое уравнение для одноступенчатой жидкостной ракеты
1 (МГЛ>
1 + а^ \ Мо
“Ь Цп.х.о
+ Ya-ygO
V()
+ Ф.
Для двухступенчатой ракеты
I (М{}2
1 1/ +ЦП.Х.О1
1 + 67L, < М()\
t Y;i.yigo
Voi
А/()2 _
A/()i
тогда
Цк1 —
342
Нк1 =-;--- X| +ц,
I + «хД
¥лу1£<) □.
-------+«ii ;
Vol J
И.О
X| Л/01
Ул.у2£о
---------.
V,l2 “ )
Для трехступенчатой ракеты
Цк1 =----------
1 +
Ya.yigo .
--------+ ^Zi ,
Vol )
Цк2 =-------
1 +<Ту
Yxy2g() ,
—-------+ a^,
V„2
1 + tfv
М,
.. _____________| , .. , Уд-узяо
ЦкЗ — л ж + Цп.х.оЗ +
I + I А,]Л,2 ЛУ()1 Vji3
л ^Y()2 л W()3 I .О Л^1.0 ^У|.О
где Л| =---; М =-----; -----= т------= —-------•
Л/()1 Л/()2 л/оз ^*2 Л/()2 Л|Л2ЛУ()1
Имея результаты баллистического и массового анализа, можно
найти оптимальные значения основных проектных параметров,
используя для этого методы математического программирования и
ЭВМ. Для выбора основных проектных параметров одноступенча-
той ракеты с ЖРД можно воспользоваться программой Rocket-1,
двухступенчатой — программой Rocket-2 (см. приложение).
Проиллюстрируем упрощенное решение задачи выбора ос-
новных проектных параметров на примере двухступенчатой жид-
костной ракеты-носителя, используя графоаналитический метод.
Дано\ Л710,^Рб, топливные компоненты и давление в камере
сгорания по ступеням р01, р()2.
Требуется определить значения основных проектных пара-
метров каждой ступени и соотношение X = Л/02/Л/01, обеспечи-
вающие минимальную стартовую массу ракеты A/()I = (Л/01 )mjn.
Основные проектные параметры для двухступенчатой ракеты:
Цк1 •> V()], *Ууд()| •> , Цк2 •> Vn2 , уд п2 •
В упрощенном варианте расчета задаемся значениями Voi и
vn2 по статистическим данным для МБР с ЖРД:
Voi = 0,6...0,7; v„2 = 0,4...0,5.
343
(Для МБР 8К81 v0l = М°'8° = 135'9,81 =0,65; vn2 = Л/°~— =
Р; 2040 Рпэ2
29-9,81
620
п 1 ^02
= 0,46; Х =------
Л/oi
29
----= 0,21.)
135
По статистическим данным задаемся ра\
и ра2. По графикам
в учебном пособии [4] для заданного топлива, давления в камерах
сгорания и на срезе сопел находим с/уд01, УуДП1 и ^уДп2- По этим
значениям удельных импульсов тяги находим = 7уДП/«/уДо>
а} = 1.
Таким образом, в результате графоаналитического расчета
должны получить
л Л/о2 лу /лу ч
Цк1 •> Цк2, X ~ И Мо 1 — (A/oi)min-
Л/oi
Решение состоит из нескольких этапов.
1. Решение уравнений массового анализа для первой и второй
ступеней ракеты дает возможность получить зависимость
Цк1 = /(X), а также зависимость цК2 = /(X) для ракет с различной
стартовой массой Л/oi (рис. 9.2).
вого анализа значениями , цп.
Рис. 9.2. Зависимость относитель-
ной массы конструкции цк ступеней
для ракет с различной стартовой
массой Mq от соотношения масс
ступеней X
При решении уравнений массо-
во, Уду задаемся по статистиче-
ским данным, так же как и
значениями Л/oi (100, 200 и
300 т). Варьируемым пара-
метром при решении уравне-
ний является X =
2. Находим графическую
зависимость гк = f (X) для
различных Мох (рис. 9.3). Для
построения этой зависимости
задаемся значениями X и по
графику на рис. 9.2 для опре-
деленного значения A/oi
находим p,Ki и цК2. Затем по
формуле (9.9) для конечной
скорости многоступенчатой
ракеты находим г?к.
344
График на рис. 9.3 позволяет построить зависимость
^ктах =/(ЛУо1) максимальных значений конечной скорости
(рис. 9.4) и график X = f(Mo\) (рис. 9.5), соответствующий значе-
Рис. 9.4. Определение минимального
значения стартовой массы ракеты, не-
обходимой для получения первой кос-
мической скорости
Рис. 9.5. Определение оптимального
соотношения масс ступеней
3. Определяем Л/01 =(A/oi)min по графику на рис. 9.4 при за-
данном значении первой космической скорости на высоте Н
V\ = vK =
go^3
R3 + Н
где 7?з = 6 371 км — радиус Земли; Н— высота орбиты.
4. Определяем Х = Х0ПТ по найденному значению (A/Oi)min
(см. рис. 9.5).
345
5. Определяем (по графику на рис. 9.2 при X = Х01П) и
ц^2Т (в зависимости от (AYoi)min по приведенному на рис. 9.6 гра-
фику, построенному также по рис. 9.2 при условии X = Х0(ц ).
Рис. 9.6. Определение оп-
тимального значения отно-
сительных масс конструк-
ций ступеней
Таким образом, задавшись значе-
ниями величин УуД()1, Jy;in2, Voi и
vn2, в результате упрощенного рас-
чета получили значения
ч л Л7()2
(Л4()1 )mim X — •> Цк1 И Цк2-
Л/0|
Используя эти характеристики, мож-
но найти другие параметры, которые
нужно знать, чтобы проектировать
ракету и ее отдельные агрегаты:
Л = — ^Л/02=Ш)1;
Л/о|
Цк1 = -77^ => Л/ki = Цк1 Мм => Л/, । = Мм (1 - цк|);
Л701
Л/к2
Цк2 —=> МК2 ~ Цк2 А/()2 => М,2 = М()2 (1 _Цк2);
Л/ ()2
У()1-^уд01
'К| - ----------
go
/1 \ Vii2-^y;ln2 ч
(1-Цк|), tK2 =--------—(1—Нк2>;
go
Vol -
A^OlgO р, _ Woigo
Рм М= VO! ’
A/p2gO р) _ A/()2g()
За последние годы возможности вычислительной техники для
определения оптимального сочетания проектных параметров раке-
ты увеличились, но в то же время изменились и критерии оптими-
зации. При наличии в мире большого количества готовых или
находящихся в производстве жидкостных и даже твердотопливных
ракетных двигателей, имеющих большой ресурс и большую экс-
346
периментальную и летную наработку, оказывается целесообраз-
ным ставить их на новую или модернизированную ракету, хотя эти
двигатели на этой ракете не удовлетворяют требованиям мини-
мальных затрат энергии на запуск. Однако при этом сокращаются
сроки и снижается стоимость создания ракеты. Определение оп-
тимальных параметров ракеты при минимальных энергетических
затратах на запуск позволяет оценить, насколько тактико-
технические характеристики проектируемой ракеты могут отли-
чаться от оптимальных значений.
Вопросы к главе 9
1. Назовите особенности выбора основных проектных параметров
многоступенчатых ракет-носителей.
2. Перечислите допущения, принимаемые при расчете скорости мно-
гоступенчатой ракеты в конце активного участка траектории.
3. Перечислите этапы графоаналитического метода упрощенного ре-
шения задачи выбора основных проектных параметров двухступенчатой
ракеты-носителя.
Список литературы
1. Феодосьев В.И. Основы техники ракетного полета. М.:
Наука, 1979. 496 с.
2. Мишин В.П., Безвербный В.К.. Панкратов Б.М. Основы про-
ектирования летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1985.
360 с.
3. Основы конструирования ракет-носителей космических ап-
паратов / Под ред. В.П. Мишина, В.К. Карраска. М.: Машиностро-
ение, 1991.414 с.
4. Разумеев В.Ф., Ковалев Б.К. Основы проектирования балли-
стических ракет на твердом топливе. М.: Машиностроение, 1976.
356 с.
5. Лысенко Л.Н. Наведение и навигация баллистических ракет.
М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2007. 672 с.
6. Калугин В.Т. Аэрогазодинамика органов управления полетом
летательных аппаратов. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2004.
688 с.
7. Буланов И.М., Воробей В.В. Технология ракетных и аэрокос-
мических конструкций из композиционных материалов. М.: Изд-во
МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1998. 513 с.
8. Межконтинентальные баллистические ракеты СССР (РФ) и
США / Е.Б. Волков, А.А. Филимонов и др. М.: Изд-во Ракетных
войск стратегического назначения, 1996. 373 с.
9. Первое М. Ракетные комплексы РВСН // Техника и вооруже-
ние. 2001. №5/6. С. 92.
10. СКБ-385. КБ «Машиностроение» / Государственный ракет-
ный центр; КБ им. В.П. Макеева. М.: Военный парад, 2007. 379 с.
11. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени
С.П. Королева. 1946-1996 / Гл. ред. Ю.П. Семенов. Королев: РКК
им. С.П. Королева (МЕНОНСОВПОЛИГРАФ), 1996. 670 с.
348
12. Колесников КС. Жидкостная ракета как объект регулиро-
вания. М.: Машиностроение, 1969. 295 с.
13. Путь в ракетной технике / НПО «Энергомаш»
им. В.П. Глушко. М.: Машиностроение, 2004. 487 с.
14. Черток Б.Е. Ракеты и люди: В 4 кн. М.: Машиностроение,
1996-1999.
15. Королева Н.С. С.П. Королев — отец: В 3 кн. М.: Наука,
2007.
16. Раушенбах Б.В. Пристрастие. М.: АГРАФ, 1997. 426 с.
17. Афанасьев И. Метан — последняя надежда? // Новости
космонавтики. 1998. № 17/18. С. 42-45.
18. Афанасьев И. Возмутители спокойствия из Самары // Ново-
сти космонавтики. 2002. № 6. С. 44, 45.
19. Лисов И. На Марс, на Венеру, на Цереру // Новости космо-
навтики. 2007. № 11. С. 36-40.
20. Светлов С. И На чем будут летать космонавты? Новости
космонавтики. 2008. № 9. С. 8-12.
21. Афанасьев И., Воронцов Д. Почему «Скайлоны» не летают?
// Новости космонавтики. 2009. № 6. С. 42, 43.
22. Черный И. Европейские носители через 20 лет // Новости
космонавтики. 2009. № 7. С. 48, 49.
23. Афанасьев И., Воронцов Д. Парадная ракета // Новости кос-
монавтики. 2009. № 8. С. 66-69.
24. Афанасьев И., Воронцов Д. Ракетные новинки МАКС-2009 //
Новости космонавтики. 2009. № 11. С. 54-58.
25. Афанасьев И. Роскосмос предлагает ядерный двигатель ме-
гатонного класса // Новости космонавтики. 2009. № 12. С. 40.
26. Афанасьев И. Наследники «Семерки» из Самары // Новости
космонавтики. 2010. № 3. С. 34.
27. Афанасьев В. «Энергия» представила проект нового кораб-
ля // Новости космонавтики. 2010. № 8. С. 13.
28. Ильин А. Большой рекорд малой тяги // Новости космонав-
тики. 2010. № 8. С. 52.
29. Многоразовый орбитальный корабль «Буран» / Под ред.
Ю.П. Семенова. М.: Машиностроение, 1995. 442 с.
30. Карраск В.К. Системы управления полетом (конспект лек-
ций). М.: МАИ, 1975.46 с.
349
31. Кувыркин ГН., Головин Н.Н. Термопрочность элементов
конструкции ракетных двигателей твердого топлива. М.: Изд-во
МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1996. 78 с.
32. Грабин В.Г. Оружие победы. М.: Политиздат, 1989. 540 с.
33. Сердюк В.К. Проектирование средств выведения космиче-
ских аппаратов / Под ред. А.А. Медведева. М.: Машиностроение,
2009. 496 с.
34. Космонавтика: Энциклопедия / Гл. ред. В.П. Глушко. М.:
Советская энциклопедия, 1985. 528 с.
35. Лысенко Л.Н. «Булава» — отложенный полет // Защита и
безопасность. 2010. № 2 (53). С. 19-21.
Приложение
Программы выбора
проектно-баллистических параметров
1. Программа Rocket-1 для одноступенчатой ракеты с ЖРД
С ПРОГРАММА ВЫБОРА ПРОЕКТНО-БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ
С ОДНОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ С ЖРД
REAL KZ,KR,KM,KHO/KST/L,LH,LP,LG/LM,LR,MPG,MG/MU,MUS/
* МК,NUG,NUV,NUT,N,МО(4),MUK,NU,C2(4,4)
COMMON/АТО/Н,PH,ROH,TH,RE,PUO,A,NU,PM,MUK,LG,W,DM,LR
COMMON/SK/DV1,DV2,DV3,PI,ТЕК
DATA C2/4*l. , .35,.5, .65, .8, .1225, .25, .4225, .64,
* .042875, .125, .274625, .512/
GZ=9.807
RZ=6371.1
PZ=.101325
ROZ=1.225
PI=4.*ATAN(1.)
AKDU=.O1
1 WRITE(*,2)
2 FORMAT(5(/)16X,'ПРОГРАММА ВЫБОРА ПБП И ГАБАРИТНЫХ',/
* 14Х,'РАЗМЕРОВ ОДНОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ С ЖРД',///12Х,
* '* В В О Д ИСХОДНЫХ ДАННЫХ *',//7Х,
* 'При ответах вводите "1",-если "Да", или "0"-если ',
* '"Нет".',/6Х,'Соблюдайте размерность и диапазон ',
* 'значений вводимых',/6Х,
* 'величин, указанные в скобках.'/)
МЕТ=1
С ------------------------------------------------------------
С ВВОД ИСХОДНЫХ ДАННЫХ
с ------------------------------------------------------------
9 NI = 0
WRITE(*,*)' ** Введите исходные данные **'
3 WRITE(*,*)' -- дальность (300 .-4000 . ) [км] '
МЕТ=2
READ(*,*) L
IF(L.LT.3OO..OR.L.GT.4000.) GO TO 15
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
4 WRITE(*,*)' -- масса полезного груза (50 .-10000 .) [кг] '
READ(*,*) MPG
MET=3
Автор программ H.H. Генералов.
351
IF(MPG.LT.50..OR.MPG.GT.10000.) GO TO 15
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
5 WRITE(*,*)' ** Параметры двигательной установки **'
MET=4
WRITE(*,*)
* ' давление в камере сгорания (1.-20.)[МПа]'
READ(*,*) PKS
IF(PKS.LT.l..OR.PKS.GT.20.) GO TO 15
WRITE(*,*)
* 1 -- давление в вых. сечении сопла (0.005-0.1) [МПа] '
READ(*,*) РА
IF(PA.LT..005.OR.РА.GT..1) GO ТО 15
WRITE(*,*)' * двигательная установка замкнутой схемы?1
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
FD=. 9
IF(NA.EQ.O) AKDU=.011
IF(NA.EQ.l) FD=1.
WRITE(*,*)
* ' * для управления используются газовые рули?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
XR=0.
IF(NA.EQ.l) AKDU=.O12
IF(NA.EQ.l) XR=50.
WRITE(*,*)' -- число двигателей в ДУ (1-8)'
READ(*,*) ND
IF(ND.LT.1.OR.ND.GT.8) GO TO 15
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
6 WRITE(*,*)' ** Параметры процесса в ДУ **'
МЕТ=5
WRITE(*,*)' -- расходный комплекс (150.-250.)[с]'
READ(*,*) BE
IF(BE.LT.150..OR.BE.GT.250.) GO TO 15
WRITE(*,*)' -- показатель изоэнтропы (1.05-1.4)'
READ(*,*) N
IF(N.LT.1.05.OR.N.GT.1.4) GO TO 15
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
7 WRITE(*,*)' ** Свойства компонентов топлива **'
MET=6
WRITE(*,*)
* ' -- плотность горючего (70.-1200.) [кг/куб.м] '
READ(*,*) RG
IF(RG.LT.7O..OR.RG.GT.1200.) GO TO 15
WRITE(*,*)
* ' -- плотность окислителя (1000.-2000.) [кг/куб.м] '
READ(*,*) ROK
352
IF(ROK.LT.1000..OR.ROK.GT.2000.) GO TO 15
WRITE(*,*)' -- стехиометрическое соотношение (1.-8.)'
READ(*,*) NUT
IF(NUT.LT.l..OR.NUT.GT.8.) GO TO 15
WRITE(*,*)
* ' коэффициент избытка окислителя (0.5-1.5)'
READ(*,*) ALF
IF(ALF.LT..5.OR.ALF.GT.1.5) GO TO 15
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
WRITE(*,*)' ** Конструктивные особенности **'
8 WRITE(*,*)' ** Головной отсек **'
MET=7
WRITE(*,*)' * полезный груз специальный?'
READ(*;*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
KZ=1.2
RPG=1600.
IF(NA.EQ.l) KZ=1.35
IF(NA.EQ.l) RPG=1400.
WRITE(*,*)
* ' -- укажите количество блоков в ГО (1-4) '
READ(*;*) КВ
IF(КВ.LT.1.OR.КВ.GT.4) GO TO 15
KR=.9+.1*KB
WRITE(*,*)' * блок ГО маневрирующий?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
KM=1.
B1=.44*L/RZ
B=SIN(B1)/COS(Bl)
Vl=1000.*SQRT(125.128*B*(SQRT(1.+B**2)-B))
B1=.49*L/RZ
B=SIN(B1)/COS(Bl)
V2=1000.*SQRT(125.128*B*(SQRT(1.+B**2)-B))
IF(NA.EQ.l) KM=EXP((V2-VI)/2500.)
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
10 WRITE(*,*)' ** Топливный отсек **'
MET=8
WRITE(*,*)' * имеется межбаковый отсек?'
READ(*,*) KMB
IF(KMB.LT.0.OR.KMB.GT.1) GO TO 15
WRITE(*,*)' * баки наддуваются горячим газом?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
TN=288.
IF(NA.EQ.l) TN=450.
WRITE(*,*)' * газ наддува хранится в баллонах?'
353
12
13
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
KVA=NA
WRITE(*,*)
1 -- давление наддува переднего бака (0.1-1.) [МПа] '
READ(*,*) PNA
IF(PNA.LT..l.OR.PNA.GT.l.) GO TO 15
WRITE(*,*)
' -- давление наддува нижнего бака (0.1-1.) [МПа] '
READ(*,*) PNB
IF(PNB.LT..1.OR.PNB.GT.1.) GO TO 15
WRITE(*,*)' * окислитель находится в переднем баке?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
NUG=NUT*ALF
ANUA=NUG/(l.+NUG)
NUV=NUG*RG/ROK
AKA=NUV
AKB=1.
ROA=ROK
ROB=RG
IF(NA.EQ.l) GO TO 12
ANUA=1./(l.+NUG)
AKA=1.
AKB=NUV
ROA=RG
ROB=ROК
WRITE(*,*)
' -- вылет днищ по отношению к диаметру (0.1-0.5)'
READ(*,*) DZE
IF(DZE.LT.0.1.OR.DZE.GT..5) GO TO 15
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
WRITE(*,*)' ** Приборный и хвостовой отсеки **'
МЕТ=9
WRITE(*,*)' * имеется отдельный ПО?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
KPO=NA
WRITE(*,*)' * хвостовой отсек нормальной длины?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
KHO=1.
IF(NA.EQ.O) KHO=.5
WRITE(*,*)' * имеются стабилизаторы?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
KST=1.
354
IF(NA.EQ.l) KST=1.3
GO TO 16
15 WRITE(*,*)' ** В Ы НЕВНИМАТЕЛЬНЫ**'
NP=NP+1
IF(NP.GE.3) GO TO 36
WRITE(*,*)
* '* Вам делается предупреждение. Повторите ввод. *'
GO ТО (1,3,4,5,6,7,8,10,13),МЕТ
С ------------------------------------------------------------
С ОБРАБОТКА ИСХОДНЫХ ДАННЫХ
С ------------------------------------------------------------
16 P=PA/PKS
AN=N-1.
AM=N+1.
SS=(2./AM)**(l./AN)*SQRT(AN/AM)/
* SQRT(P**(2./N)-P**(AM/N))
AKP=(2./AM)**(.5*AM/AN)*SQRT(2.*N*N*(1.-P**(AN/N))/AN)
* +SS*P
PUPT=BE*AKP*GZ
PUTO=PUPT-SS*BE*GZ*PZ/PKS
PUP=PUPT*.955*FD-XR
PU0=PUT0*.955*FD-XR
A=PUP/PU0
RT=(1.+NUG)/(1./RG+NUG/ROK)
PSR=(PNA*AKA+PNB*AKB)/(AKA+AKB)
GPR=240.
IF(L.LT.1000.) GPR=.24*L
C ------------------------------------------------------------
С ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ПЕРВОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ
С ------------------------------------------------------------
UN=(VI/1000.)**2/62.564
TEK0=ATAN(SQRT(1.-UN))
TEK=TEK0*180./PI
UM=EXP(-1.3*V1/PUP)
MG=MPG*KZ*KR*KM
IF(UM.LT..1) GO TO 38
STM=1.2*(MG+GPR)I(UM-.09)
DM=.6*(STM*(l.-UM)/RT)**.3333
SM=PI*DM*DM/4.
PM=GZ*STM/SM
PMl=PM*lE-3
LG=6.*MPG/(RPG*DM*DM)
LR=LG+(KPO*.8+2.*DZE+KHO+.4*KMB)*DM+STM*(1.-UM)I(RT*SM)
WRITE(*,17)L,MPG,MG,STM,PUO,PUP,DM,LG,LR,PM1,V1,TEK
17 FORMAT(///18X,
* 'ПРОГНОЗИРУЕМЫЕ ПАРАМЕТР Ы',/8Х,
* '** дальность полета макс. -',F6.1,'[км]',/8Х,
355
171
18
19
191
С
С
С
192
356
* '** масса полезного груза -',F7.1,'[кг]',/8Х,
* '** масса головного отсека -',F7.1,'[кг]',/8Х,
* '** стартовая масса -',F8.1,1 [кг] ',/8Х,
* '** удельный импульс нулевой -',F6.1, ' [м/с] ',/8Х,
* '** удельный импульс пустотный -' , F6.1, ' [м/с] ',/8Х,
* '** диаметр ракеты -',F6.3, ' [м] ',/8Х,
* '** длина головного отсека -',F6.3,'[м]',/8Х,
* '** полная длина ракеты -',F7.3,'[м]',/8Х,
* '** нагрузка на мидель -',F5.1,'[кПа]',/8Х,
* '** конечная скорость -',F6.1,'[м/с]',/8Х,
* '** конечный угол траектории -',F6.2, ' [град] ',//6Х,
* ' * Устраивают ли Вас такие характеристики?')
READ(*,*) NA
IF(NA.EQ.l) GO TO 19
WRITE(*,18)
FORMAT(//6X,
* ’Для изменения какой-либо группы параметров 1,/6Х,
* 'введите ее номер и повторите ввод:',/9Х,
* '1- дальность',/9Х,
* '2- масса полезного груза',/9Х,
* '3- характеристики ДУ',/9Х,
* '4- параметры процесса в ДУ',/9Х,
* '5- свойства компонентов топлива',/9Х,
* '6- головной отсек',/9Х,
* '7- топливный отсек',/9Х,
* '8- приборный и хвостовой отсеки',/9Х,
* '9- изменить все исходные данные'/)
NI = 1
READ(*,*) Ml
GOTO (3,4,5,6,7,8,10,13,9),Ml
WRITE(*,*)
* ' * Приведите диаметр к ряду нормальных размеров [м]'
READ(*,*) DM
SM=.25*PI*DM*DM
LG=6.*MPG/(RPG*DM**3)
ALG1=LG*DM
ZK=(KZ-1.)*SQRT(LG/1.5) +1.
IF(ZK.LT.KZ) ZK=KZ
MG=MPG*KZ*KR*KM
SD=SM*(1.+4.*DZE**2)*(.125+.5*DZE)/DZE
ВЫЧИСЛЕНИЕ ПРОЕКТНО-БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ
J2 = 0
NU=.35
DNU=.15
1 = 1
AM=STM
IF(AM.LT.400.) AM=400.
20 AM1=O.
AL=0 .
BL=0.
AM2=0.
WRITE(*,*)'Nu0=',NU
21 R=RZ
H=0.
V=0.
Vl = 0.
HI = 0.
WRITE(*,*)'M0=’, AM
PM=AM*GZ/SM
GDU=AKDU*(1.+EXP(-.00004*AM/NU))
LP=(.625/SM+(DZE+.1)*DM)*KPO
B=.2
IF(KPO.EQ.O) B=.7/(SM*DM)
LM=(2.*DZE+B)*DM*KMB
LH=.03*KHO*SQRT(AM*BE/(ND*PU0*PKS*NU))*
* (SQRT(SS)-1.)+.5*(1.-KHO+.4+2.*DZE)*DM
CALL LOAD1(AM,NU,MG,GDU,DH,LP,ALG1,LH,LM,
* DM,ROA,ROB,ANUA,PNA,PNB,HA,HB,KPZA,KP ZB)
Q=2700.*DH
AT=5000.*(4.4*(AKA*HA+AKB*HB)/(RT*DM*(AKA+AKB))+
* 2.6*(HA+HB)*SD/AM)+PSR*(84O.*KVA/(30.-PNB)+
* 3600./TN)/RT+1.2*GZ/(PU0*NU)
MUS=GPR/AM+PI*DM*Q*(LH*KST+LM+LP)/(NU*AM)+.001/NU
MUK=(MG/AM+GDU/NU+MUS+AT)/(1.+AT)
LR=LG+(LP+LM+LH+AM*(1.-MUK)/(RT*SM))/DM
WRITE(*,*)'Ato=',AT,1 Mus=',MUS
WRITE(*,*)'Сду=',GDU,' Muk=',MUK
c --------------------------------------------------------
С ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА
с --------------------------------------------------------
DMU=(l.-MUK)/20.
TEK=TEK0
22 MU=1.
DV=0 .
AV1=O.
AV2=0.
AV3=0.
Vl = 0.
v=o.
R=RZ
HI = 0.
H=0.
357
DO 23 J=l,20
T=(1.-MU)/(1.-MUK)
TT=.5425*PI-.0851*TEK+(.5425*PI-1.0851*TEK)*T*(T-2.)
IF(T.LT..04) TT=.5*PI
CALL ATM(H,PH,ROH,TH)
DIN=(TH/288.16)**.7*1.79
RE=V1*LR*DM*ROH*1E5/DIN
ROH=ROH*ROZ
SZ=20.048*SQRT(TH)
W=V1/SZ
S1=DMU*F1(MU,VI)
S2=DMU*F1(MU-DMU/2.,Vl+Sl/2.)
S3=DMU*F1(MU-DMU/2.,V1+S2/2.)
S4=DMU*F1(MU-DMU,V1+S3)
DV=DV+(Sl + 2.*S2 + 2.*S3+S4)/6.
MU=MU-DMU
V=-PUP*ALOG(MU)-DV
R=R+DMU*PUO*NU*SIN(TT)*(V+Vl)/(2000.*GZ)
HI=HI+DMU*PUO*NU*COS(TT)*(V+Vl)/(2000.*GZ*R)
H=R-RZ
V1=V
23 CONTINUE
UN=(VI/1000.)**2/62.57
TE=ATAN(SQRT(.5*UN*(2*RZ-UN*(R+RZ))I(UN*RZ+2.*(R-RZ))))
IF(ABS(TE-TEK).LT..002) GO TO 24
TEK=TE
TEK1=TE*18O./PI
GO TO 22
24 B=SIN(ТЕК)/COS(ТЕК)
BEA=ATAN(UN*B/(1.-UN+B**2))
RL=RZ*(2.*BEA+HI)+H/B
WRITE(*,*)'Teta=',TEK1,' Vk=',VI,' dV=',DV
WRITE(*,*)'Дальность=',RL
WRITE(*,*)' '
IF(ABS(RL-L).LT.IE-3*L.OR.ABS(RL-L).LT.1.) GO TO 29
IF(ABS(AM2-AMI).LT.2..AND.AMI.GT.0.) GO TO 29
IF(RL-L) 46,29,44
44 BL=RL
AM2=AM
45 AM=AM1*(BL-L)I(BL-AL)+AM2*(L-AL)I(BL-AL)
GO TO 21
46 AL=RL
AMI=AM
GO TO 45
29 M0(I)=AM
1 = 1 + 1
NU=NU+DNU*(1-J2)
358
IF(I.LE.4.AND.J2.EQ.0) GO TO 20
IF(J2.EQ.l) GO TO 30
J2 = l
CALL NUOPT(C2,MO,.35,.8,NU,.15)
GO TO 192
C -------------------------------------------------------------
С ОБЪЕМНЫЕ РАСЧЕТЫ
С -------------------------------------------------------------
30 J2=0
XK=R*SIN(HI)
YK=R*COS(HI)-RZ
STM=AM
VTO=STM*(1.-MUK)/RT
VA=1.05*VTO*AKA/(AKA+AKB)
VB=1.1*VTO*AKB/(AKA+AKB)
VD=1.0472*DM**3*(DZE**2+.25)**2/DZE
VAC=VA-VD
VBC=VB-VD*KMB
IF(VBC.GE.0..AND.VAC.GE.0.) GO TO 32
WRITE(*,*)
* 1 * При выбранном диаметре бак не будет цилиндрическим'
WRITE(*,*)
* ' * Задайтесь меньшим значением диаметра'
GO ТО 191
32 AL=VAC/SM
BL=VBC/SM
LG=LG*DM
LR=LG+LP+LH+LM+AL+BL
Р0=1Е-3*STM*GZ/NU
PP=P0*A
SKR=.001031*P0*BE*GZ/(PU0*PKS)
SA=1.031*SS*SKR
DKR=SQRT(4.*SKR/(PI*ND))
DA=SQRT(4.*SA/(PI*ND))
MK=STM*MUK
TS1=(1.-MUK)*NU*PU0/GZ
C -------------------------------------------------------------
С ВЫВОД РЕЗУЛЬТАТОВ И ИСХОДНЫХ ДАННЫХ
С -------------------------------------------------------------
NWR=6
33 WRITE(NWR,34) STM,МК,MG,Р0,РР,NU,MUK,V,ТЕК1,ХК,YK,TS1
34 FORMAT(5(/)10X,
* '** ПРОЕКТНЫЕ ПАРАМЕТРЫ **',//6X,
* ' * масса стартовая -',F8.1,' [кг]',/6Х,
* ' * масса конечная -',F8.1,' [кг]',/6Х,
* ' * масса головного отсека -',F7.1,' [кг]',/6Х,
* ' * тяга нулевая -',F7.1,' [кН]',/6Х,
359
* ’ * тяга пустотная -',F7.1,' [кН]',/6Х,
* 1 * нагрузка на тягу ,F5.3,/6X,
* ' * относительная конечная масса -',F5.3,//6Х,
* ' ** Параметры конца активного участка **',/6Х,
* ' * скорость Vk -',F6.1,' [м/с]',/6Х,
* ' * угол траектории Teta -', F6.2, ' [град]',/6Х,
* 1 * координата Хк -',F5.1,' [км]',/6Х,
* ' * координата Ук -',F5.1,' [км]',/6Х,
* ' * время активного участка Тк -', F5.1, ' [с]'/)
IF(NWR.EQ.6) WRITE(*,*)
* ' Для продолжения вывода введите "1"'
IF(NWR.EQ.6) READ(*,*)NA
WRITE(NWR,14) DM, LR, LG, LP, AL, LM, BL, LH, PUOzPUPzSKRz
* SA,DKR,DA
14 FORMAT(6X,'** Габаритные размеры [м] **',/6X,
* ' * диаметр -',F5.3,/6X,
* ' * длина ракеты ,F6.3,/6X,
* ' * длина ГО -',F6.3,/6X,
* ' * длина ПО ,F6.3Z/6XZ
* ' * длина БА -',F6.3,/6X,
* ' * длина МБО ,F6.3 ,/6Х,
* ' * длина ББ -',F6.3,/6X,
* ' * длина ХО -',F6.3 ,//6Х,
* '** Параметры ДУ **',/6Х,
* ’ * удельный импульс нулевой -',F6.1, ' [м/с]',/6Х,
* ' * удельный импульс пустотный -',F6.1, ' [м/с]',/6Х,
* ' * площадь кр. сечений -',F8.5, ' [кв.м]',/6Х,
* ' * площадь среза сопел -',F8.5, ' [кв.м]',/6Х,
* ' * диаметр кр. сеч. одной камеры -', F7.5, ' [м]',/6Х,
* ' * диаметр среза сопла одной камеры -',F7.5,' [м]'//)
IF(NWR.NE.6) GO ТО 40
IF(KPZA.EQ.l) WRITE(*,*)
* '* Рекомендуется увеличить давление наддува бака А'
IF(KPZB.EQ.l) WRITE(*,*)
* ’* Рекомендуется увеличить давление наддува бака Б'
WRITE(*,*)' * Устраивают ли Вас полученные результаты?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 37
IF(NA.EQ.l) GO TO 35
GO TO 171
35 WRITE(*,*)' * Хотите вывести результаты?'
READ(*,*) NA
IF(NA.NE.l) GO TO 40
WRITE(*,*)' * Введите номер устройства вывода'
READ(*,*) NWR
WRITE(NWR,41)L,MPG,KB,PKS,PA,BE,NzND,RG,ROK,NUT,
* ALF,PNA,PNB,DZE
360
41 FORMAT(/10Х,'ВВЕДЕНЫ СЛЕДУЮЩИЕ ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ',//6Х,
* 'дальность макс. -',F6.1,' [км]’,/6Х,
* 'масса полезного груза -',F7.1, ' [кг]',/6Х,
* 'число блоков ГО -',12,/бХ,
* 'давление в камере сгорания -',F4.1,' [МПа]',/6Х,
* 'давление в выходном сечении -',F5.3, ' [МПа]',/6Х,
* 'расходный комплекс -',F6.2,' [с]',/6Х,
* 'показатель изоэнтропы -',F5.3,/6X,
* 'число двигателей в ДУ -',12,/6Х,
* 'плотность горючего -',F6.1,' [кг/куб.м]',/6Х,
* 'плотность окислителя -',F6.1, ' [кг/куб.м]',/6Х,
* 'стехиометрическое соотношение -',F5.2,/6X,
* 'коэффициент избытка окислителя -',F4.2,/6X,
* 'давление наддува бака А -', F4.2,' [МПа]',/6Х,
* 'давление наддува бака Б -', F4.2, ' [МПа]',/6Х,
* 'вылет днищ баков -',F4.2/)
IFfFD.EQ.l.) WRITE(NWR,*)
* ' ДУ закрытой схемы'
IF(FD.EQ..9) WRITE(NWR,*)
* ' ДУ открытой схемы'
IFfXR.EQ.O.) WRITE(NWR,*)
* ' Управление рулевыми или поворотными двигателями'
IF(XR.EQ.5O.) WRITE(NWR,*)
* ' Управление газовыми рулями'
IF(KZ.EQ.1.2) WRITE(NWR,*)
* ' Полезный груз - обычный'
IF(KZ.EQ.1.35) WRITE(NWR,*)
* ' Полезный груз - специальный'
IFfKM.EQ.l.) WRITEfNWR,*)
* ' Блок ГО - неманеврирующий'
IF(KM.GT.1.02) WRITE(NWR,*)
* ' Блок ГО - маневрирующий'
IF(KMB.EQ.l) WRITE(NWR,*)
* ' Есть межбаковый отсек'
IF(KMB.EQ.O) WRITE(NWR,*)
* ' Нет межбакового отсека'
IF(TN.EQ.288.) WRITE(NWR,*)
* ' Баки наддуваются холодным газом'
IF(TN.EQ.450.) WRITE(NWR,*)
* ' Баки наддуваются горячим газом'
IF(KVA.EQ.l) WRITE(NWR,*)
* ' Для наддува используется ВАД'
IF(KVA.EQ.O) WRITE(NWR,*)
* ' Наддув осуществляется от ГГ'
IF(AKB.EQ.1.) WRITE(NWR,*)
* ' Окислитель находится в баке А'
IF(AKA.EQ.l.) WRITE(NWR,*)
361
★ ' Окислитель находится в баке Б’
IF(KPO.EQ.l) WRITE(NWR,*)
* 1 Есть отдельный приборный отсек1
IF(KPO.EQ.O) WRITE(NWR,*)
* ' Отдельного приборного отсека нет'
IF(KHO.EQ.1.) WRITE(NWR,*)
* ' Хвостовой отсек нормальной длины'
IF(KHO.EQ..5) WRITE(NWR,*)
* ' Хвостовой отсек укороченный'
IF(KST.EQ.1.) WRITE(NWR,*)
* ' Стабилизаторы отсутствуют'
IF(KST.EQ.1.3) WRITE(NWR,*)
* ' Есть стабилизаторы'
GO TO 33
36 WRITE(*,*)
* ' * Вы делаете слишком много ошибок. Отдохните. *'
37 WRITE(*,*)
* । ******** до СВИДАНИЯ ***★★***'
STOP
38 WRITE(*,39)
39 FORMAT(//8Х,
* '* Спроектировать ракету с такими характеристиками',/9Х
* ,'пока невозможно. Измените исходные данные или',/9Х,
* 'используйте программу многоступенчатой ракеты.',//8Х,
* '* Будете менять исходные данные?')
READ(*,*) NA
IF(NA.EQ.l) GO TO 1
GO TO 37
0 ---------------------------------------------------------
С ПЕРЕХОД К ДРУГОМУ ВАРИАНТУ
0 ---------------------------------------------------------
40 WRITE(*,*)' * Будете рассматривать другой вариант?'
READ(*,*) NA
IF(NA.EQ.l) GO TO 171
GO TO 37
END
C --------------------------------------------------------------
С РАБОЧИЕ ПОДПРОГРАММЫ
c --------------------------------------------------------------
С ПРОЦЕДУРА ВЫЧИСЛЕНИЯ ПРИРАЩЕНИЯ СКОРОСТИ
С --------------------------------------------------------------
FUNCTION F1(MU,V)
REAL MU,V,LG,LR,NU,MUK
COMMON/ATO/Н,PH,ROH,TH,RE,PUO,A,NU,PM,MUK,LG,W,DM,LR
COMMON/SK/DV1,DV2,DV3,PI,ТЕК
T=(1.-MU)/(1.-MUK)
TT=.5425*PI-.0851*TEK+(.5425*PI-1.0851*TEK)*T*(T-2.)
362
DV1=PUO*NU*SIN(ТТ) DV2 =.5*PU0*NU*CX(RE,W,LG,LR)*ROH*V**2/(PM*MU) DV3=PU0*(A-l.)*PH/MU F1=DV1+DV2+DV3 RETURN END
с с с ПОИСК МИНИМУМА ФУНКЦИИ M(Nu) SUBROUTINE NUOPT(A,В,ANI,ANA,ANU,H) REAL A(4,4) ,B(4) , X (4) ,G(4,4) ,BE(4) ,ANI,ANU,H G (1,1) =A (1,1) BM=B(1) IM=1 DO 1 1=2,4 IF(В(I).GT.BM) GO TO 1 BM=B(I) IM=I
1 CONTINUE DO 2 1=1,4
2 BE(I)=B(I)-BM BE(1) =BE(1)/А(1,1) DO 3 1=2,4 G(I,1)=A(I,1)
3 G(1,I)=A(1,I)/А(1,1) DO 10 1=2,4 11=1-1 DO 8 K=2,4 IF(I-K) 6,4,4
4 G (I, К) =A (I, K) K1=K-1 DO 5 J=1,K1
5 G(I,K) =G(I,K) -G(I, J) *G(J,K) GO TO 8
6 G(I,K)=A(I,K) DO 7 J=1,I1
7 G(I,K) =G(I,K) -G (I, J) *G(J,K) G(I,K)=G(I,K)/G(I,I)
8 CONTINUE DO 9 J=1,I1
9 BE(I)=BE(I)-G(I,J)*BE(J) BE(I)=BE(I)/G(I,I)
10 CONTINUE X(4) =BE(4) DO 11 M=l,3 X(4-M) =BE(4-M) Ml=5-M
363
DO 11 J=M1,4
X(4-M)=X(4-M)-G(4-M,J)*X(J)
11 CONTINUE
DIS=X(3)**2-3.*X(4)*X(2)
IF(DIS.LE.0.) GO TO 15
ANU1=(-X(3)+SQRT(DIS))/(3.*X(4))
ANU2 =(-X(3)-SQRT(DIS))/(3.*X(4))
IF(ANU1-ANU2) 12,15,13
12 E=3.*X(4)*ANU1+X(3)
ANU=ANU1
IF(E.LT.O.) ANU=ANU2
GO TO 14
13 E=3.*X(4)*ANU2+X(3)
ANU=ANU2
IFfE.LT.O.) ANU=ANU1
14 IF(ANU.GE.ANI.AND.ANU.LE.ANA) GO TO 16
15 ANU=ANI+(IM-1)*H
16 CONTINUE
RETURN
END
C -------------------------------------------------------------
С РАСЧЕТ НАГРУЗОК И РАЗМЕРОВ РАКЕТЫ
С -------------------------------------------------------------
SUBROUTINE LOAD1(AM,NUO,GG,GDU,HR,LP,LG,LH,LM,DM,RA,RB,
* NUA, PNA, PNB, HA, HB, KPZA, KPZB)
REAL AM, NUO , GG, GDU, HR, LP, LG, LH, LM, DM, RA, RB, NUA, PNA, PNB,
* HA,HB,D(6) , Q (6) ,AN(6) ,G(7) , Z (7) , T (7) ,QM(7) ,GN(5)
INTEGER KPZA,KPZB
PNA1=PNA*1.E6
PNB1=PNB*1.E6
E=.72E11
PI=4.*ATAN(1.)
SM=.25*PI*DM*DM
G(1) = (GG+200.)/3 .
G(2)=2.*G(1)
GD=GDU*AM/NUO
P0=9.81*AM/NU0
GT=(AM-GG-GD)*.92
DG=(AM-GG-GD)*.016
G(7)=.5*GD+DG
GA=GT*NUA
GB=GT-GA
G (3) = .5*GA+DG
G(4)=G(3)
G(5)=.5*GB+DG
G(6)=.5*GB+G(7)
D(l)=LG+LP
364
DA=GA/(SM*RA)
DB=GB/(SM*RB)
D(2)=.05*DA
D (3) =DA-D(2)
D (4) = .05*DB+LM
D(5)=.95*DB
D(6)=LH
GN(1)=G(1)
GN(2) =G(2)
GN(5) =G(7)
DMA=GA/40.
DMB=GB/40.
DDA=D(3)/20.
DDB=D(5)/20.
A=0.
DO 1 J=l,7
1 A=A+G(J)
Z(1)=0.
DO 2 J=2,7
2 Z(J)=Z(J-l)+D(J-l)
s=o.
AJ=0.
DO 3 J=l,7
S=S+G(J) *Z(J)
3 AJ=AJ+G(J)*Z(J)**2
ZM=S/A
AJ=AJ-A*ZM**2
AL=.l*P0*(Z(7)-ZM)
B=.l*P0/A
F=AL/AJ
DO 4 J=l,7
4 T (J) =G (J) * (B+F* (Z (J)-ZM) )
T(7)=T(7) -,1*PO
Q(l) =T(1)
DO 5 J=2,6
5 Q(J)=Q(J-1)+T(J)
QM(1)=O.
QM(7)=0.
DO 6 J=2,6
6 QM(J)=QM(J-1)+Q(J-1)*Z(J-1)
B=P0/A
GN(3) =G(3) +G(4)
GN(4) =G(5) +G(6)
AN(1)=GN(1) *B
DO 7 J=2,4
7 AN(J)=AN(J-1)+GN(J)*B
RMA=AMAX1(ABS(QM(2)),ABS(QM(3)),ABS(QM(4)))
365
8
18
16
17
19
9
10
11
28
26
27
29
366
RNA=AN(2) -PNA1*SM+4.*RMA/DM
PA=PNA1+RA*D(3)*B
IF(RNA) 9,8,8
HA=(RNA+2.*SM*PA)/(PI*DM*3.E8)
HA1=HA
KPZA=0
AK=.605-.545*(1.-EXP(-SQRT(.5*DM/HA1)/16.))
ALF=PA*(.5*DM)**2/(E*HA1**2)
AKP=(1.+.21*ALF*(.5*DM/HA1)**.6)/(1.+3.*ALF)
C=4.*RMA/(AN(2)*DM)
AKM=(1.+1.25*C)/(1.+C)
AKH=AK*AKP*AKM
ANH=2.*PI*AKH*E*HA1**2
IF(ANH-RNA) 16,17,17
HA1=HA1+.1*HA
GO TO 18
IF((HA1-HA).LT..0001) GOTO 19
KPZA=1
HA=HA1
IF(HA.GT..002) GO TO 10
KPZA=0
HA=.OO2
GO TO 10
HA=.5*PA*DM/3.E8
IF(HA.LT..002) HA=.OO2
RMB=AMAX1(ABS(QM(4)),ABS(QM(5)),ABS(QM(6)))
RNB=AN(3)+4.*RMB/DM-PNB1*SM
PB=PNB1+RB*D(5)*B
IF(RNB) 12,11,11
HB= (RNB+2 . *PB*SM) / (PI*DM*3 . E8)
HB1=HB
KPZB=0
AK=.6O5-.545*(1.-EXP(-SQRT(.5*DM/HB1)/16.))
ALF=PB*(.5*DM)**2/(E*HB1**2)
AKP=(1.+.21*ALF*(.5*DM/HB1)**.6)/(1.+3.*ALF)
C=4.*RMB/(AN(3)*DM)
AKM=(1.+1.25*C)/(1.+C)
AKH=AK*AKP*AKM
ANH=2.*PI*AKH*E*HB1**2
IF(ANH-RNB) 26,27,27
HB1=HB1+.1*HB
GO TO 28
IF ((HB1-HB).LT..0001) GO TO 29
KPZB=1
HB=HB1
IFfHB.GT..002) GO TO 13
KPZB=0
НВ=.ОО2 GO ТО 13
12 13 НВ=.5*PB*DM/3.Е8 HR=AMAX1(НА,НВ) RETURN END
С С С КОЭФФИЦИЕНТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ FUNCTION СХ(RE,W,LG,LR) REAL RE,W,LG,LR WW=W*W IF(W.GT..2) GO TO 1 CX=0.2 RETURN
1 BG=ATAN(.5/LG) BE=57.29578*BG SB=4.*(.5*LG/COS(BG)+LR-LG) IF(RE-.65E7) 2,2,3
2 CXF=1.32/SQRT(RE) GO TO 4
3 A=.65E7/RE B=(l.+.03*WW)**.3333 C=SQRT(1.+.18*WW) CXF1=.000518*A/B AL=RE**.145 CXF2=.0396*(1./AL-.1*A)/С CXF=SB*(CXF1+CXF2)
4 IFfW.LE.l.) GO TO 7 IF(W.LE.1.2) GO TO 10 CXG=(.0016+.002/WW)*BE**1.7 Q=W/LR IF(Q-1.) 5,6,6
5 CXD=1.144*Q*(2.-Q)*.35/WW GO TO 11
6 CXD=.5/WW GO TO 11
7 Y=LR*SQRT(1.-WW) X=1.86-.175*Y+.01*Y**2 Z=.35/(SB*CXF) CXD=.01*SQRT(Z) IF(W.LE..6) GO TO 8 IFfW.LE..9) GO TO 9 CXG=X*CXF+.06 GO TO 11
8 CXG=X*CXF GO TO 11
367
9
10
11
С
С
С
1
2
3
4
5
6
7
368
CXG=X*CXF+.01
GO ТО 11
CXG=((1.4*WW+1. )* . 2 +(WW-1.)*2.)/(2.4*WW)
Z=.35/(SB*CXF)
CXD=.01*SQRT(Z)
CX=CXF+CXG+CXD
RETURN
END
СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА
SUBROUTINE ATM(H,PH,ROH,TH)
REAL H,PH,ROH,TH
IF(H.GT.11.) GO TO 1
TH=288.16 - 6.5*H
PH=(TH/288.16)**5.256
GO TO 9
IF(H.GT.25.) GO TO 2
TH=216.7
PH=.224*EXP(-.15691*(H-ll.))
GO TO 9
IF(H.GT.46.) GO TO 3
TH=148.5+2.729*H
PH=3.397E-4+2.456E-2*EXP(-.151291*(H-25.))
GO TO 9
IF(H.GT.54.) GO TO 4
TH=274.
PH=1.364E-3*EXP(-.122726*(H-46.) )
GO TO 9
IF(H.GT.8O.) GO TO 5
TH=458.85-3.4231*H
R=H-54.
PH=.511E-3*(1.-R/81.189)**9.9461
GO TO 9
IF(H.GT.95.) GO TO 6
TH=185.
PH=1.099E-5*EXP(-.179675*(H-80.))
GO TO 9
IF(H.GT.12O.) GO TO 7
R=H-95.
TH=185.+R*(3.2347+1.06133E-l*R)
PH=.742E-6*EXP(-.1353*R)
GO TO 9
IF(H.GT.16O.) GO TO 8
R=H-120.
TH=332.2+(23.01-6.1E-2*R)*R
PH=.252E-7*EXP(-.047561*R)
GO TO 9
8 R=H-160.
TH=1155.+R*(2.0333-4.16667E-3*R)
PH=.376E-8*EXP(-.022685*(H-160.))
9 ROH=288.16*PH/TH
RETURN
END
2. Программа Rocket-2 для двухступенчатой ракеты с ЖРД
$DEBUG
С ПРОГРАММА ВЫБОРА ПРОЕКТНО-БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ
С ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ С ЖРД "RK2".
REAL KZ, KR, КМ, КНО, KST, L, LH1, LH2 , LP, LG, LM1, LM2 , LR, MPG,
* MG,MU,MUS,MK,NUG,NUV,N1,N2,MO(4),MUK1,MUK2,NU1,NU2,
* NUT1,NUT2,LR2,Cl(4,4),C2(4,4)
COMMON/ATO/PH,ROH,RE, PUO,PUP2,A,NU1,NU2,PM,PM2,
★ TS1,TS2, LG,W,LR,LR2,MUK1,MUK2,PI,ТЕК
DATA Cl/4*1., .4, .6, .8,1. , .16, .36, .64,1. ,
* .064, .216, .512,1./
DATA C2/4*l., .35, .5, .65, .8, .1225, .25, .4225, .64,
* .042875, .125, .274625, .512/
GZ=9.807
RZ=6371.1
PZ=.101325
ROZ=1.225
PI=4.*ATAN(1.)
AKD1=.OO9
AKD2=.OO9
1 WRITE(*,2)
2 FORMAT(5(/)16X,'ПРОГРАММА ВЫБОРА ПБП И ГАБАРИТНЫХ',/
* 14Х,'РАЗМЕРОВ ДВУХСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ С ЖРД',///12Х,
* '* В В О Д ИСХОДНЫХ ДАННЫХ *',//7Х,
* 'При ответах вводите "1",-если "Да", или "0"-если ',
* '"Нет".',/6Х,'Соблюдайте размерность и диапазон ',
* 'значений вводимых вели-',/6Х,
* 'чин, указанные в скобках.'/)
МЕТ=1
С -------------------------------------------------------------
С ВВОД ИСХОДНЫХ ДАННЫХ
С -----------------------------------------------------------
9 NI = 0
WRITE(*,*)' ** Введите исходные данные **'
3 WRITE(*,*)' -- дальность (900.-12000.) [км] '
МЕТ=2
READ(*,*) L
369
IF(L.LT.900..OR.L.GT.14000.) GO TO 15
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
4 WRITE(*,*)' -- масса полезного груза (100.-20000.) [кг] '
READ(*,*) MPG
MET=3
IF(MPG.LT.100..OR.MPG.GT.20000.) GO TO 15
WRITE(*,*)' -- соотношение масс ступеней (0.15-0.6)1
READ(*,*) ALAM
IF(ALAM.LT..15.OR.ALAM.GT..6) GO TO 15
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
5 WRITE(*,*)' ** Параметры двигательной установки **'
WRITE(*,*)' * Первая ступень *'
МЕТ=4
WRITE(*,*)
* ' давление в камере сгорания (1.-20.) [МПа] '
READ(*,*) PKS1
IF(PKS1.LT.1..OR.PKS1.GT.20.) GO TO 15
WRITE(*,*)
* ' -- давление в вых. сечении сопла (0.01-0.1) [МПа] '
READ(*,*) РА1
IF(PA1.LT..01.OR.PAI.GT..1) GO TO 15
WRITE(*,*)' * двигательная установка замкнутой схемы?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
FD1= . 9
IF(NA.EQ.O) AKDl=.01
IF(NA.EQ.l) FD1=1.
WRITE(*,*)
* ' * для управления используются газовые рули?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
XRl=0.
IF(NA.EQ.l) AKDl=.011
IF(NA.EQ.l) XR1=5O.
WRITE(*,*)' -- число двигателей в ДУ (1-*)'
READ(*,*) ND1
IF(NDl.LT.l) GO TO 15
WRITE(*,*)' * Вторая ступень *'
WRITE(*,*)
* ' -- давление в камере сгорания (1.-20.) [МПа]'
READ(*,*) PKS2
IF(PKS2.LT.1..OR.PKS2.GT.20.) GO TO 15
WRITE(*,*)
* ' -- давление в вых. сечении сопла (0.001-0.1) [МПа] '
READ(*,*) РА2
IF(PA2.LT..001.OR.РА2.GT..1) GO TO 15
WRITE(*,*)' * двигательная установка замкнутой схемы?'
370
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
FD2=.9
IF(NA.EQ.O) AKDU=.O11
IF(NA.EQ.l) FD2=1.
WRITE(*,*)
* ' * для управления используются газовые рули?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.О.OR.NA.GT.1) GO TO 15
XR2=0.
IF(NA.EQ.l) AKD2=.O11
IF(NA.EQ.l) XR2=50.
WRITE(*,*)' -- число двигателей в ДУ (1-*)1
READ(*,*) ND2
IF(ND2.LT.l) GO TO 15
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
6 WRITE(*,*)' ** Параметры процесса в ДУ
WRITE(*,*)' * Первая ступень *'
МЕТ=5
WRITE(*,*)' -- расходный комплекс (150.-250 .) [с] 1
READ(*,*) ВЕ1
IF(BE1.LT.15O..OR.BE1.GT.250.) GO ТО 15
WRITE(*,*)' -- показатель изоэнтропы (1.05-1.4)'
READ(*,*) N1
IF(N1.LT.1.05.OR.N1.GT.1.4) GO TO 15
WRITE(*,*)' * Вторая ступень *'
WRITE(*,*)' -- расходный комплекс (150.-250.)[с]1
READ(*,*) ВЕ2
IF(ВЕ2.LT.150..OR.BE2.GT.250.) GO TO 15
WRITE(*,*)' -- показатель изоэнтропы (1.05-1.4) 1
READ(*,*) N2
IF(N2.LT.1.05.OR.N2.GT.1.4) GO TO 15
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
7 WRITE(*,*)' ** Свойства компонентов топлива **'
MET=6
WRITE(*,*)' * Первая ступень *'
WRITE(*,*)
* ' -- плотность горючего (70.-1200.) [кг/куб.м]'
READ(*,*) RG1
IF(RGl.LT.70..OR.RG1.GT.1200.) GO TO 15
WRITE(*,*)
* ' -- плотность окислителя (1000.-2000.) [кг/куб.м] '
READ(*,*) ROK1
IF(ROK1.LT.1000..OR.ROK1.GT.2000.) GO TO 15
WRITE(*,*)' -- стехиометрическое соотношение (1.-8.) '
READ(*,*) NUT1
IF(NUTl.LT.l..OR.NUT1.GT.8.) GO TO 15
371
WRITE(*,*)
* ' коэффициент избытка окислителя (0.5-1.5)'
READ(*,*) ALF1
IF(ALF1.LT..5.OR.ALF1.GT.1.5) GO TO 15
WRITE(*,*)' * свойства топлива 2-й ступени такие же?'
READ(*, *) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
RG2=RG1
ROK2=ROK1
NUT2=NUT1
ALF2=ALF1
IF(NA.EQ.l) GO TO 71
WRITE(*,*)' * Вторая ступень *'
WRITE(*,*)
* ' -- плотность горючего (70 .-1200.) [кг/куб.м] '
READ(*,*) RG2
IF(RG2.LT.70..OR.RG2.GT.1200.) GO TO 15
WRITE(*,*)
* ' -- плотность окислителя (1000 .-2000 .) [кг/куб.м] '
READ(*,*) ROK2
IF(ROK2.LT.1000..OR.ROK2.GT.2000.) GO TO 15
WRITE(*,*)' -- стехиометрическое соотношение (1.-8.)1
READ(*,*) NUT2
IF(NUT2.LT.1..OR.NUT2.GT.8.) GO TO 15
WRITE(*,*)
* ' -- коэффициент избытка окислителя (0.5-1.5)'
READ(*,*) ALF2
IF(ALF2.LT..5.OR.ALF2.GT.1.5) GO TO 15
71 IF(NI.EQ.l) GO TO 1
WRITE(*,*)' ** Конструктивные особенности **'
8 WRITE(*,*)' ** Головной отсек **'
MET=7
WRITE(*,*)' * полезный груз специальный?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
KZ=1.2
RPG=1600.
IF(NA.EQ.l) KZ=1.35
IF(NA.EQ.l) RPG=1400.
WRITE(*,*)
* ' -- укажите количество блоков в ГО (1-14)'
READ(*,*) КВ
IF(КВ.LT.1.OR.КВ.GT.14) GO ТО 15
KR=.95+.05*КВ
WRITE(*,*)' * блок ГО маневрирующий?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
372
КМ=1.
B1=.44*L/RZ
B=SIN(Bl)/COS(Bl)
Vl=1000.*SQRT(125.128*B*(SQRT(1.+B**2)-B))
B1=.49*L/RZ
B=SIN(Bl)/COS(Bl)
V2=1000.*SQRT(125.128*B*(SQRT(1.+B**2)-B))
IF(NA.EQ.l) KM=EXP((V2-V1)/2500. )
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
10 WRITE(*,*)' ** Топливный отсек **'
MET=8
WRITE(*,*)' * Первая ступень *'
WRITE(*,*)' * имеется межбаковый отсек?'
READ(*,*) КМВ1
IF(KMB1.LT.0.OR.KMB1.GT.1) GO TO 15
WRITE(*,*)' * баки наддуваются горячим газом?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
TN1=288.
IF(NA.EQ.l) TN1=45O.
WRITE(*,*)
* ' давление наддува переднего бака (0.1-1.)[МПа]'
READ(*,*) PNA1
IF(PNA1.LT..1.OR.PNA1.GT.1.) GO TO 15
WRITE(*,*)
* ' -- давление наддува нижнего бака (0.1-1.)[МПа]'
READ(*,*) PNB1
IF(PNB1.LT..1.OR.PNB1.GT.1.) GO TO 15
WRITE(*,*)' * окислитель находится в переднем баке?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
NUG=NUT1*ALF1
RT1 =(1.+NUG)/(1./RG1+NUG/ROK1)
NUV=NUG*RG1/ROK1
CAI=NUG/(l.+NUG)
AKA1=NUV
AKB1=1.
ROA1=ROK1
ROB1=RG1
IF(NA.EQ.l) GO TO 12
CA1=1./(l.+NUG)
AKA1=1.
AKB1=NUV
ROA1=RG1
ROB1=ROK1
12 AKV1=AKA1/(AKA1+AKB1)
BKV1=AKB1/(AKA1+AKB1)
373
PSR1= (PNA1 * AKAI+ PNB1* AKE 1) / (AKA1+AKB1)
WRITE(*,*)
* ' вылет днищ по отношению к диаметру (0.1-0.5) '
READ(*,*) DZE1
IF(DZE1.LT.0.1.OR.DZE1.GT..5) GO ТО 15
WRITE(*,*)' * Вторая ступень *'
WRITE(*,*)' * имеется межбаковый отсек?'
READ(*,*) КМВ2
IF(КМВ2.LT.0.OR.КМВ2.GT.1) GO TO 15
WRITE(*,*)' * баки наддуваются горячим газом?1
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
TN2=288.
IF(NA.EQ.l) TN2=450.
WRITE(*,*)
* ' давление наддува переднего бака (0.1-1.)[МПа]1
READ(*,*) PNA2
IF(PNA2.LT..1.OR.PNA2.GT.1.) GO TO 15
WRITE(*,*)
* ' давление наддува нижнего бака (0.1-1.) [МПа] '
READ(*,*) PNB2
IF(PNB2.LT..1.OR.PNB2.GT.1.) GO TO 15
WRITE(*,*)' * окислитель находится в переднем баке?1
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
NUG=NUT2*ALF2
RT2=(1.+NUG)/(1./RG2+NUG/ROK2)
CA2=NUG/(l.+NUG)
NUV=NUG*RG2/ROK2
AKA2=NUV
AKB2=1.
ROA2=ROK2
ROB2=RG2
IF(NA.EQ.l) GO TO 121
CA2=1./(l.+NUG)
AKA2=1.
AKB2=NUV
ROA2=RG2
ROB2=ROK2
121 AKV2=AKA2/(AKA2+AKB2)
BKV2=AKB2/(AKA2+AKB2)
PSR2=(PNA2*AKA2+PNB2*AKB2)/(AKA2+AKB2)
WRITE(*,*)
* ' -- вылет днищ по отношению к диаметру (0.1-0.5)'
READ(*,*) DZE2
IF(DZE2.LT.0.1.OR.DZE2.GT..5) GO ТО 15
IF(NI.EQ.l) GO TO 16
374
13 WRITE(*,*)' ** Сухие отсеки **'
МЕТ=9
WRITE(*,*)' * имеется отдельный ПО?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.О.OR.NA.GT.1) GO TO 15
KPO=NA
IF(KPO.EQ.0.AND.KMB2.EQ.0) GO TO 15
WRITE(*,*)' * хвостовой отсек нормальной длины?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.О.OR.NA.GT.1) GO TO 15
KHO=1.
IF(NA.EQ.O) KHO=.5
WRITE(*,*)' * имеются стабилизаторы?'
READ(*,*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 15
KST=1.
IF(NA.EQ.l) KST=1.1
WRITE(*,*)' * переходный отсек сбрасывается?'
READ(*,*) NPO
IF(NPO.LT.0.OR.NPO.GT.1) GO TO 15
WRITE(*,*)' * разделение ступеней горячее?'
READ(*,*) NRS
IF(NRS.LT.0.OR.NRS.GT.1) GO TO 15
GO TO 16
15 WRITE(*,*)' ** В Ы НЕВНИМАТЕЛЬНЫ**'
NP=NP+1
IF(NP.GE.3) GO TO 36
WRITE(*,*)
* '* Вам делается предупреждение. Повторите ввод. *'
GO ТО (1,3,4,5,6,7,8,10,13),МЕТ
С --------------------------------------------------------
С ОБРАБОТКА ИСХОДНЫХ ДАННЫХ
С --------------------------------------------------------
16 P=PA1/PKS1
AN=N1-1.
AM=N1+1.
SS1=(2./AM)**(1./AN)*SQRT(AN/AM)/
* SQRT(P**(2./Nl)-P**(AM/N1))
AKP=(2./AM)**(.5*AM/AN)*SQRT(2.*N1**2*
* (1.-P**(AN/N1))/AN)+SS1*P
PUPT=BE1*AKP*GZ
PUTO=PUPT-SS1*BE1*GZ*PZ/PKS1
PUP1=PUPT*.955*FD1-XR1
PU0=PUT0*.955*FD1-XR1
A=PUP1/PUO
P=PA2/PKS2
AN=N2-1.
375
AM=N2+1.
SS2 =(2./AM)** (1./AN)*SQRT(AN/AM)/
* SQRT(P* *(2./N2)-P* *(AM/N2))
AKP=(2./AM)**(.5*AM/AN)*SQRT(2.*N2**2*
* (1.-P**(AN/N2))/AN)+SS2*P
PUPT=BE2*AKP*GZ
PUP2=PUPT*.955*FD2-XR2
C -------------------------------------------------------
С ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ПЕРВОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ
B1=.46*L/RZ
B=SIN(Bl)/COS(Bl)
UN=2.*B*(SQRT(В**2+1.)-В)
Vl=10000.*SQRT(3986.2*UN/RZ)
TEK0=ATAN(SQRT(1.-UN))
TEK=TEK0*180./PI
MG=MPG*KZ*KR*KM
E=(1.2*V1+PUP1*ALOG(.1+.9*ALAM))/PUP2
IF(EXP(-E),LE..1) GO TO 38
STM=.9*MG/(ALAM*(EXP(-E)-.1))
DM1=.64*(.9*STM*(l.-ALAM)/RT1)**.3333
DM2=.64*(.9*ALAM*STM*(1.-MG/(ALAM*STM))/RT2)**.3333
SMl=PI*DMl*DMl/4.
PM=GZ*STM/SM1
PMl=PM*.lE-2
LG=6.*MPG/(RPG*DM2**2)
LR2=LG+(KPO*.8+2.*DZE2+5.+.4*KMB2)*DM2
LR=LR2+(4.+2.*DZE1+.4*KMB2+KHO)*DM1
STM2=STM*ALAM
WRITE(*,17)L,MPG,MG,STM,STM2,PUO,PUP1,
* PUP2,DM1,DM2,LG,LR2,LR, PM1,VI,ТЕК
17 FORMAT(///18X,
* 'ПРОГНОЗИРУЕМЫЕ ПАРАМЕТР Ы',/8Х,
* '** дальность полета макс. - 1,F7.1, ' [км] 1,/8Х,
* '** масса полезного груза -', F7.1, '[кг]1,/8Х,
* '** масса головного отсека -',F7.1,'[кг]',/8Х,
* '** стартовая масса -', F9.1, 1[кг]',/8Х,
* '** масса второй ступени - 1,F9.1,' [кг] ',/8Х,
* '** уд. импульс нулевой -',F6.1,'[м/с]',/8Х,
* '** уд. импульс пуст.1-й ст. -',F6.1,'[м/с]',/8Х,
* ’** уд. импульс пуст.2-й ст. -',F6.1,'[м/с]',/8Х,
* '** диаметр 1-й ступени - 1,F6.3, ' [м] ',/8Х,
* '** диаметр 2-й ступени - 1 , F6.3 , ' [м] 1 ,/8Х,
* '** длина головного отсека - ' ,F6.3 , ' [м] 1 ,/8Х,
* '** длина 2-й ступени -',F7.3, ' [м] ',/8Х,
* '** полная длина ракеты -',F7.3,’[м]',/8Х,
* '** нагрузка на мидель -', F5.1, ' [кПа] ',/8Х,
376
* '** конечная скорость -',F6.1,' [м/с] ',/8Х,
* '** конечный угол траектории -',F6.2,'[град]',//6Х,
* ' * Устраивают ли Вас такие характеристики?')
READ(*,*) NA
IF(NA.EQ.l) GO TO 19
171 WRITE(*,18)
18 FORMAT(//6X,
* 'Для изменения какой-либо группы параметров',/6Х,
* 'введите ее номер и повторите ввод:',/9Х,
* '1- дальность',/9Х,
* '2- масса полезного груза',/9Х,
* '3- характеристики ДУ',/9Х,
* '4- параметры процесса в ДУ',/9Х,
* '5- свойства компонентов топлива',/9Х,
* '6- головной отсек'Z/9X,
* '7- топливный отсек',/9Х,
* '8- сухие отсеки'Z/9XZ
* '9- изменить все исходные данные'/)
NI = 1
READ(*,*) Ml
GOTO (3,4,5,6,7,8,10,13,9) ,М1
19 WRITE(*,*)
* ' * Приведите диаметры ступеней к стандартному ряду'
WRITE(*,*)' * диаметр блока первой ступени [м]'
191 READ(*,*) DM1
SM1=.25*PI*DM1**2
SD1=SM1*(1.+4.*DZE1**2)*(.125+.5*DZE1)/DZE1
WRITE(*,*)' * диаметр блока второй ступени [м]'
194 READ(*,*) DM2
SM2=.25*PI*DM2**2
SD2=SM2*(1.+4.*DZE2**2)*(.125+.5*DZE2)/DZE2
LG=6.*MPG/(RPG*DM2**3)
ZK=(KZ-1.)*SQRT(LG/1.5)+1.
IF(ZK.LT.KZ) ZK=KZ
MG=MPG*ZK*KR*KM
STMAX=100.*MG/ALAM
C ------------------------------------------------------------
С ВЫЧИСЛЕНИЕ ПРОЕКТНО-БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ
С ------------------------------------------------------------
NU1=.55
K=1
1 = 1
NU2=.2
Jl = 0
AM=STM
192 NU2=NU2+.2
193 WRITE(*,*)'Nul=', NU1,' Nu2=',NU2
377
20 АМ1=0.
АМ2=0.
AL=0.
BL=0.
21 R=RZ
H=0.
Vl = 0.
HI = 0.
WRITE(*,*)'M0=1,AM
PM=AM*GZ/SM1
PM2=ALAM*AM*GZ/SM2
GDU1=AKD1*(1.+3.*EXP(-.00004*AM/NUl))
GDU2=AKD2*(1.+3.*EXP(-.00004*AM*ALAM/NU2))
LM1=(2.*DZE1+.2)*DM1*KMB1
LH1=.03*KHO*SQRT(AM*BE1/(ND1*PUO*PKS1*NU1))*
* (SQRT(SSl)-1.)+.5*(1.-KHO+.4+2.*DZE1)*DM1
LH2=.03*SQRT(ALAM*AM*BE2/(ND2*PUP2*PKS2*NU2))*
* (SQRT(SS2)-1.)*(1.+.1*NRS)
LP=(.625/SM2+(DZE2+.1)*DM2)*KPO
B=.2
IF(KPO.EQ.O) B=.7/(SM2*DM2)
LM2=(2.*DZE2+B)*DM2*KMB2
CALL LOAD2(LP,LG,LH1,LM1,DM1,LH2,LM2,DM2,
* AM,MG,GDU1,GDU2,ALAM,NU1,NU2,CAI,CA2,
* ROA1,ROA2,ROB1,ROB2,PNA1,PNA2,PNB1,PNB2,
* HA1,HB1,HA2,HB2,DH1,DH2,KP11,KP12,KP21,KP22)
Q=2700.*DHl
AT=6000.*(4.4*(AKA1*HA1+AKB1*HB1)/(RT1*DM1*(AKA1+AKB1) )
* +2.6*(HA1+HB1)*SD1/((.9-ALAM)*AM))
* +.5*GZ/(NU1*PUO)+4000.*PSRl/(RT1*TN1)
MUS=PI*DM1*Q*(LH1*KST+LM1+NPO*LH2)/(NU1*AM)
* +.001*NDl/NUl
MUK1=(ALAM+GDU1/NU1+MUS+AT)/(1.+AT)
LR=LM1+LH1+AM*(1.-MUK1)/(RT1*SM1)
WRITE(*,*)'l ст.',' Ato=',AT,' Mus=',MUS,' Сду=',GDU1
Q=2700.*DH2
AT=6000.*(4.4*(AKA2*HA2+AKB2*HB2)/(RT2*DM2*(AKA2+AKB2))
* +2.6*(HA2+HB2)*SD2/((.1+ALAM)*AM-MG))
* +GZ/(NU2*PUP2)+4000.*PSR2/(RT2*TN2)
MUS=250./(AM*ALAM)+PI*DM2*Q*(LH2*(1-NPO)+LM2+LP)
* /(NU2*AM*ALAM)+.001*ND2/NU2
MUK2=(MG/(ALAM*AM)+GDU2/NU2+MUS+AT)/(1.+AT)
LR2=(AM*ALAM*(1.-MUK2)/(RT2*SM2)+LG*DM2+LP+LM2+LH2)/DM2
WRITE(*,*)'2 ст.',' Ato=',AT,' Mus=',MUS,' Gfly=',GDU2
LR=(LR+LR2*DM2)/DM1
WRITE(*,*)'Mukl=',MUK1,' Muk2=',MUK2
378
С ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА
TS1=(1.-MUK1)*NU1*PUO/GZ
TS2=(1.-MUK2)*NU2*PUP2/GZ
TEK=TEK0
22 MU=1.
DV=0.
Vl = 0.
v=o.
R=RZ
HI = 0.
H=0.
DMU=(1.-MUK1)/20.
DO 23 J=l,20
T=TS1*(1.-MU)/((TS1+TS2)*(1.-MUK1))
TT=.5425*PI-.0851*TEK+(.5425*PI-1.0851*TEK)*T*(T-2.)
IF(T.LT..04) TT=.5*PI
CALL ATM(H,PH,ROH,TH)
DIN=(TH/288.16)**.7*1.79
RE=V1*LR*DM1*ROH*.1E6/DIN
ROH=ROH*ROZ
SZ=20.048*SQRT(TH)
W=V1/SZ
S1=DMU*F1(MU,VI)
S2=DMU*F1(MU-DMU/2.,Vl+Sl/2.)
S3=DMU*F1(MU-DMU/2.,V1+S2/2.)
S4=DMU*F1(MU-DMU,V1+S3)
DV=DV+(Sl+2.*S2+2.*S3+S4)/6.
MU=MU-DMU
V=-PUP1*ALOG(MU)-DV
R=R+DMU*PUO*NU1*SIN(TT)*(V+Vl)/(2000.*GZ)
HI=HI+DMU*PUO*NU1*COS(TT)*(V+Vl)/(2000.*GZ*R)
H=R-RZ
V1=V
23 CONTINUE
VK1=V
TK=TT*180./PI
XK1=R*SIN(HI)
YK1=R*COS(HI)-RZ
DMU=(1.-MUK2)/20.
DVS=DV
DV=0.
MU=1.
DO 231 J=l,20
T=(TS1+TS2*(1.-MU)/(1-MUK2))/(TS1+TS2)
TT=.5425*PI-.0851*TEK+(.5425*PI-1.0851*TEK)*T*(T-2.)
CALL ATM(H,PH,ROH,TH)
379
DIN=(TH/288.16)**.7*1.79
RE=V1*LR2*DM2*ROH*.1E6/DIN
ROH=ROH*ROZ
SZ=20.048*SQRT(TH)
W=V1/SZ
S1=DMU*F2(MU,VI)
S2=DMU*F2(MU-DMU/2.,Vl+Sl/2. )
S3=DMU*F2(MU-DMU/2.,V1+S2/2.)
S4=DMU*F2(MU-DMU,V1+S3)
DV=DV+(Sl+2.*S2+2.*S3+S4)/6.
MU=MU-DMU
V=VK1-PUP2*ALOG(MU)-DV
R=R+DMU*PUP2*NU2*SIN(TT)*(V+Vl) /(2000.*GZ)
HI=HI+DMU*PUP2*NU2*COS(TT)*(V+Vl)I(2000.*GZ*R)
H=R-RZ
V1=V
231 CONTINUE
DVS=DVS+DV
UN=(VI/1000.)**2*R/.39862E6
IF(UN-.92) 27,28,28
27 TE=ATAN(SQRT(.5*UN*(2.*RZ-UN*(R+RZ))I
* (UN*RZ+2.*(R-RZ))))
IF(TE.LT..349) GO TO 28
GO TO 281
28 TE=.349
281 IF(ABS(TE-TEK).LT..002) GO TO 24
TEK=TE
TEK1=TE*18O./PI
GO TO 22
24 B=SIN(ТЕК)/COS(ТЕК)
E=(.1E5*SQRT(3986.2/R)+DVS+PUP1*ALOG(.1+.9*ALAM))/PUP2
SMAX=MG/(ALAM*(EXP(-E)-.1))
IF(EXP(-E). LE..1) SMAX=STMAX
IF(UN.LT.1.1117) GO TO 241
RL=.2E5
GO TO 44
241 BEA=ATAN(UN*B/ (1. -UN+B**2) )
RL=RZ*2.*(BEA+HI)
WRITE(*,*)'Teta=',TEK1,' Vk=',VI,' dV=',DV
WRITE(*,*)'Дальность=',RL
WRITE(*,*)' '
IF(ABS(RL-L).LT.5E-3*L.OR.ABS(RL-L).LT.l.) GO TO 29
IF(ABS(AM2-AM1).LT.2..AND.AMI.GT.0.) GO TO 29
IF(RL-L) 46,29,44
44 BL=RL
AM2=AM
45 AM=AM1*(BL-L)/(BL-AL)+AM2*(L-AL)/(BL-AL)
380
IF(AM.GT.SMAX) AM=SMAX IF(AM.GT.O.) GO TO 21 AM=AM2/2.
46 AL=RL AM1=AM GO TO 45
29 MO (I) =AM XK=R*SIN(HI) YK=R*COS(HI)-RZ IF(K.LT,4) GO TO 51 IF(K.GE,5) GO TO 52 CALL NUOPT(Cl,MO,.4,1.,NU2,.2) 1 = 0 NU1=.2 GO TO 52
51 1 = 1 + 1 K=K+1 GO TO 192
53 1 = 1 + 1 K=K+1 GO TO 193
52 J1=J1+1 NU1=NU1+.15 IF(J1.LE.4) GO TO 53 IF(JI.EQ.6) GO TO 54 CALL NUOPT(C2,MO,.35,.8,NU1,.15)
56 ONU=NU1 1 = 1 GO TO 193
54 С С С NU1=ONU ОБЪЕМНЫЕ РАСЧЕТЫ STM=M0(1) VTO=STM*(1.-MUK1+GZ/(NU1*PUO))/RT1 VA=1.05*VTO*AKV1 VB=1.1*VTO*BKV1 VD=1.O472*DM1**3*(DZE1**2+.25)**2/DZEl VAC=VA-VD VBC=VB-VD*KMB1 IF(VBC.GE.O..AND.VAC.GE.0.) GO TO 32 WRITE(*,*) * ' * При выбранном диаметре 1-й ступени бак не будет ' WRITE(*,*) * ' цилиндрическим. Задайтесь меньшим значением диаметра1 GO ТО 191
32 AL1=VAC/SM1
381
BL1=VBC/SM1
AM2=STM*ALAM
VT0=AM2*(1•-MUK2+2.*GZ/(NU2*PUP2))/RT2
VA=1.05*VTO*AKV2
VB=1.1*VTO*BKV2
VD=1.0472*DM2**3*(DZE2**2+.25)**2/DZE2
VAC=VA-VD
VBC=VB-VD*KMB2
IF(VBC.GE.0..AND.VAC.GE.0.) GO TO 58
WRITE(*,*)
* ' * При выбранном диаметре 2-й ступени бак не будет '
WRITE(*,*)
* ' цилиндрическим. Задайтесь меньшим значением диаметра'
GO ТО 194
58 AL2=VAC/SM2
BL2=VBC/SM2
LG=LG*DM2
LR2=LG+LP+AL2+BL2 +LH2
LR=LR2+LH1+LM1+AL1+BL1
P0=.1E-2*STM*GZ/NU1
PP1=PO*A
SKR1=.001031*PO*BE1*GZ/(PUO*PKS1)
SA1=1.O31*SS1*SKR1
DKR1=SQRT(4.*SKR1/(PI*ND1))
DA1=SQRT(4.*SA1/(PI*ND1))
PP2=.1E-2*AM2*GZ/NU2
SKR2 =.001031*PP2*BE2*GZ/(PUP2*PKS2)
SA2=1.031*SS2*SKR2
DKR2=SQRT(4.*SKR2/(PI*ND2))
DA2=SQRT(4.*SA2/(PI*ND2))
MK=AM2*MUK2
TE=TE*180./PI
TS2=TS1+TS2
C ------------------------------------------------------------
С ВЫВОД РЕЗУЛЬТАТОВ И ИСХОДНЫХ ДАННЫХ
С ------------------------------------------------------------
NWR=6
33 IF(NWR.EQ.6) GO ТО 331
CALL WYW2(L,ALAM,RG1,ROK1,NUT1,ALF1,RG2,ROK2,NUT2,
* ALF2,MPG,KB,KZ,KM,KPO,KHO,KST,NRS,NPO,FD1,XR1,KMB1,
* TNI,AKB1,AKAI,FD2,XR2,KMB2,TN2,AKB2,AKA2,PKS1,PAI,
* BE1,N1,ND1,PNA1,PNB1,DZE1,PKS2,PA2,BE2,N2,ND2,PNA2,
* PNB2,DZE2,NWR)
331 WRITE(NWR,34) STM,AM2,MK,MG,MUK1,MUK2,P0,PPI, PP2 ,
* NU1,NU2,VK1,TK,XK1,YK1,TS1,V,ТЕ,XK,YK,TS2
34 FORMAT(5(/)10X,
* '** ПРОЕКТНЫЕ ПАРАМЕТРЫ **',//6X,
382
. стартовая
. 2-й ст.
конечная
. головного
кон. масса
кон. масса
нулевая
пустотная 1-й ст.
пустотная 2-й ст.
МО-',F10.1,' [кг]',/6Х,
М2-',F10.1,' [кг]'z/6Х,
Мк-1,F10.1,' [кг]',/6Х,
Mr-',F10.1,' [кг]'Z/6XZ
MukI-'ZF5.3Z//6XZ
Muk2-'ZF5.3Z//6XZ
P0-'ZF8.1Z ' [кН]'Z/6XZ
Pnl-'ZF8.1,' [кН]'Z/6XZ
Pn2-'ZF8.1Z ' [кН]'Z/6XZ
NuO-'ZF5.3Z/6XZ
Nun-'ZF5.3,/6X,
z/6Xz
отсека
1-й ст.
2-й ст.
14
1 * масса
' * масса
' * масса
' * масса
1 * отн.
1 * отн.
1 * тяга
' * тяга
' * тяга
' * нагрузка на тягу 1-й ст.
1 * нагрузка на тягу 2-й ст.
1 ** Параметры активного участка **'
' * Разделение ступеней *'Z/6XZ
' * скорость
' * угол траектории
' * координата
' * координата
' * время работы 1-й ст.
' * Конец активного участка *',/6Xz
' * скорость
' * угол траектории
' * координата
' * координата
' * время активного участка Tk-'zF5.1z'
IF(NWR.EQ.6) WRITE(*Z*)
1 Для продолжения вывода введите "1"'
IF(NWR.EQ.6) READ(*z*)NA
WRITE(NWR,14)DM1,DM2, LR,LR2,LG,LP,AL2,LM2,BL2,LH2,
AL1,LM1,BL1,LH1
FORMAT(6XZ '** Габаритные
Vkc-',F6.1,' [м/с]',/6Х,
Teta-',F6.2,’ [град]',/6XZ
Хкс-',F5.1,' [км]',/6Х,
Ykc-',F5.1,' [км]'Z/6XZ
Ткс-',F5.1,' [с]',/6Х,
Vk-',F6.1,1 [м/с]'Z/6XZ
Teta-',F6.2, ' [град]',/6Х,
Хк-'ZF5.1,'
Yk-'ZF5.1,'
[км] ' , /6Х,
[км]',/6Х,
[с]•/)
размеры [м] **',/6Х,
★ ' * диаметр 1-й ст. 1 * диаметр 2-й ст. 1 * длина ракеты Dml- 1 Dm2 - ' 1р- . ,F5.3,/6X, ,F5.3,/6X, F6.3,/6X,
★ ' * длина 2-й ст. 12- ' , F6.3,/6X,
* ' * длина ГО 1го- 1 ,F6.3,/6X,
* ’ * длина ПО 1по- 1 ,F6.3,/6X,
★ ' * длина бака А 2-й ст. 1а2- 1 ,F6.3,/6X,
* ' * длина МБО 2-й ст. 1мб2' ,F6.3,/6X,
* ' * длина бака Б 2-й ст. 162- 1 ,F6.3,/6X,
* ' * длина ПХО 1пхо- • ' ,F6.3,//6X
* ' * длина бака А 1-й ст. 1а1- 1 1 ,F6.3,/6X,
* ' * длина МБО 1-й ст. 1мб1- • ' , F6.3,/6Х,
* ' * длина бака Б 1-й ст. 161- 1 1 ,F6.3,/6X,
* ' * длина ХО 1хо- ' ',F6.3//)
введите "1"'
IF(NWR.EQ.6) WRITE(*,*)
' Для продолжения вывода
IF(NWR.EQ.6) READ(*,*) NA
383
TS2=TS2-TS1
342
ДУ
',/6Xz
кр. сечений
среза сопел
кр. сеч. сопла
среза сопла
РудО-',F6.1Z' [м/с]',/6Х,
Рудп-',F6.1,' [м/с]',/6Х,
tKl-',F5.1,' [с]',/6Х,
Екр-',F8.5Z' [кв.м]',/6Х,
Fa-1,F8.5,' [кв.м]',/6Х,
Бкр-’,F7.5,' [м]',/6Х,
Da-1,F7.5,' [м]',
кр. сечений
среза сопел
кр. сеч. сопла
среза сопла
GO ТО 40
Рудп-',F6.1,' [м/с]',/6Х,
tKl-',F5.1,' [с]',/6Х,
Екр-',F8.5,' [кв.м]',/6Х,
Fa-',F8.5,' [кв.м]',/6Х,
DKp-',F7.5,' [м]',/6Х,
Da-'ZF7.5Z ' [м]'//)
WRITE(NWR,342) PUO,PUP1,TS1,SKR1,SAI,DKR1,DAI,
PUP2,TS2,SKR2,SA2,DKR2,DA2
FORMAT(6XZ '** Параметры
' * 1-я ступень *',/6Xz
' * уд. импульс нулевой
' * уд. импульс пуст.
' * время работы ДУ
' * площадь
1 * площадь
' * диаметр
' * диаметр
1 * 2-я ступень *',/6Х,
' * уд. импульс пуст.
' * время работы ДУ
' * площадь
' * площадь
1 * диаметр
' * диаметр
IF(NWR.NE.6)
IF(KPll.EQ.l) WRITE(*Z*)
'Рекомендуется увеличить
IF(КР12.EQ.1) WRITE(*Z*)
'Рекомендуется увеличить
IF(КР21.EQ.1) WRITE(*,*)
'Рекомендуется увеличить
IF(КР22.EQ.1) WRITE(*Z*)
'Рекомендуется увеличить
WRITE(*,*)' * Устраивают
READ(*Z*) NA
IF(NA.LT.0.OR.NA.GT.1) GO TO 37
IF(NA.EQ.l) GO TO 35
давление
давление
давление
наддува
наддува
наддува
наддува
б.
б.
б.
1-й
1-й
2-й
2-й
давление
ли Вас полученные результаты?'
б.
А
Б
А
Б
ст. '
ст. '
ст. '
ст. '
GO TO 171
35
36
37
38
39
WRITE(*z*)' * Хотите вывести результаты?'
READ(*Z*) NA
IF(NA.NE.l) GO TO 40
WRITE(*z*)' * Введите номер устройства вывода'
READ(*Z*) NWR
GO TO 33
WRITE(*, *)
' * Вы делаете слишком много ошибок. Отдохните. *'
WRITE(*,*)
। ******** д0 СВИДАНИЯ ********<
STOP
WRITE(*Z39)
FORMAT(//8XZ
'* Спроектировать ракету с такими характеристиками',/9Х
384
★ , 'пока невозможно. Измените исходные данные или',/9Х,
* 'используйте программу многоступенчатой ракеты.//8Х,
* '* Будете менять исходные данные?')
READ(*,*) NA
IF(NA.EQ.1) GO TO 171
GO TO 37
C -------------------------------------------------------------
С ПЕРЕХОД К ДРУГОМУ ВАРИАНТУ
с -------------------------------------------------------------
40 WRITE(*,*)' * Будете рассматривать другой вариант?'
READ(*,*) NA
IF(NA.EQ.l) GO TO 171
GO TO 37
END
C -------------------------------------------------------------
С РАБОЧИЕ ПОДПРОГРАММЫ
С -------------------------------------------------------------
С ПРОЦЕДУРЫ ВЫЧИСЛЕНИЯ ПРИРАЩЕНИЯ СКОРОСТИ
С -------------------------------------------------------------
FUNCTION F1(MU,V)
REAL MU,V,LG,LR,NU1,NU2,LR2,MUK1,MUK2
COMMON/ATO/PH,ROH,RE,PUO,PUP2,A,NU1,NU2,PM,PM2,
* TS1,TS2,LG,W,LR,LR2,MUK1,MUK2,PI,ТЕК
T=TS1*(1.-MU)I((TS1+TS2)*(1.-MUK1))
TT=.5425*PI-.0851*TEK+(.5425*PI-1.0851*TEK)*T*(T-2.)
IF(T.LE..04) TT=.5*PI
DV1=PUO*NU1*SIN(TT)
DV2=.5*PUO*NU1*CX(RE,W,LG,LR)*ROH*V**2/(PM*MU)
DV3=PU0*(A-l.)*PH/MU
F1=DV1+DV2+DV3
RETURN
END
FUNCTION F2(MU,V)
REAL MU,V,LG,LR,NU1,NU2,LR2,MUK1,MUK2
COMMON/ATO/PH,ROH,RE,PUO,PUP2,A,NU1,NU2,PM,PM2,
* TS1,TS2,LG,W,LR,LR2,MUK1,MUK2,PI,ТЕК
T=(TS1+TS2*(1.-MU)I(1-MUK2))I(TS1+TS2)
TT=.5425*PI-.0851*TEK+(.5425*PI-1.0851*TEK)*T*(T-2.)
DV1 = PUP2 *NU2 * SIN(TT)
DV2 =.5 * PUP2 *NU2 * CX(RE,W,LG,LR2)*ROH *V* * 2/(PM2 *MU)
F2=DV1+DV2
RETURN
END
C -------------------------------------------------------------
С ПОИСК МИНИМУМА ФУНКЦИИ M(Nu)
С -------------------------------------------------------------
SUBROUTINE NUOPT (A, B, ANI, ANA, ANU, H)
385
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
386
REAL A(4,4),B(4),X(4),G(4,4),BE(4),ANI,ANU,H
G(1,1)=A(1,1)
BM=B(1)
IM=1
DO 1 1=2,4
IF(B(I).GT.BM) GO TO 1
BM=B(I)
IM=I
CONTINUE
DO 2 1=1,4
BE(I)=B(I)-BM
BE(1)=BE(1)/А(1,1)
DO 3 1=2,4
G (1,1) =A (1,1)
G(1,I)=A(1,I)/А(1,1)
DO 10 1=2,4
11 = 1-1
DO 8 K=2,4
IF(I-K) 6,4,4
G(I,K) =A(I,K)
K1=K-1
DO 5 J=1,K1
G(I,K) =G(I,K) -G(I, J) *G(J,K)
GO TO 8
G(I,K) =A(I,K)
DO 7 J=1,I1
G(I,K) =G(I,K) -G(I, J) *G(J,K)
G (I, K) =G (I, K) /G(I,I)
CONTINUE
DO 9 J=1,I1
BE(I)=BE(I)-G(I,J)*BE(J)
BE(I)=BE(I)/G(I,I)
CONTINUE
X(4)=BE(4)
DO 11 M=l,3
X(4-M)=BE(4-M)
Ml=5-M
DO 11 J=M1,4
X(4-M)=X(4-M)-G(4-M,J)*X(J)
CONTINUE
DIS=X(3)**2-3.*X(4)*X(2)
IF(DIS.LE.O.) GO TO 15
ANU1=(-X(3)+SQRT(DIS))/(3.*X(4))
ANU2=(-X(3)-SQRT(DIS))/(3.*X(4))
IF(ANU1-ANU2) 12,15,13
E=3.*X(4)*ANU1+X(3)
ANU=ANU1
13
14
15
16
С
С
С
1
2
3
4
5
6
7
IF(E.LT.O.) ANU=ANU2
GO ТО 14
Е=3.*Х(4)*ANU2+X(3)
ANU=ANU2
IF(E.LT.O.) ANU=ANU1
IF(ANU.GE.ANI.AND.ANU.LE.ANA) GO TO 16
ANU=ANI+(IM-1)*H
CONTINUE
RETURN
END
КОЭФФИЦИЕНТ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ
FUNCTION CX(RE,W,LG,LR)
REAL RE,W,LG,LR
WW=W*W
IF(W.GT..2) GO TO 1
CX=0.2
RETURN
BG=ATAN(.5/LG)
BE=57.29578*BG
SB=4.*(.5*LG/COS(BG)+LR-LG)
IF(RE-.65E7) 2,2,3
CXF=1.32/SQRT(RE)
GO TO 4
A=.65E7/RE
B=(l.+.03*WW)**.3333
C=SQRT(1.+.18*WW)
CXF1=.000518*A/B
AL=RE**.145
CXF2=.O396*(l./AL-. 1*A)/С
CXF=SB*(CXF1+CXF2)
IF(W.LE.l.) GO TO 7
IF(W.LE.1.2) GO TO 10
CXG=(.0016+.002/WW)*BE**1.7
Q=W/LR
IF(Q-1.) 5,6,6
CXD=1.144*Q*(2.-Q)*.35/WW
GO TO 11
CXD=.5/WW
GO TO 11
Y=LR*SQRT(1.-WW)
X=1.86-.175*Y+.01*Y**2
Z=,35/(SB*CXF)
CXD=.01*SQRT(Z)
IF(W.LE..6) GO TO 8
IF(W.LE..9) GO TO 9
387
8
9
10
11
С
С
С
1
2
3
4
5
6
388
CXG=X*CXF+.06
GO ТО 11
CXG=X*CXF
GO ТО 11
CXG=X*CXF+.01
GO TO 11
CXG=((1.4*WW+1.)*.2 +(WW-1.)*2 . ) /(2.4*WW)
Z=.35/(SB*CXF)
CXD=.01*SQRT(Z)
CX=CXF+CXG+CXD
RETURN
END
СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА
SUBROUTINE ATM(H,PH,ROH,TH)
REAL H,PH,ROH,TH
IF(H.GT.11.) GO TO 1
TH=288.16-6.5*H
PH=(TH/288.16)**5.256
GO TO 9
IF(H.GT.25.) GO TO 2
TH=216.7
PH=.224*EXP(-.15691*(H-ll.))
GO TO 9
IF(H.GT.46.) GO TO 3
TH=148.5+2.729*H
PH=3.397E-4+2.456E-2*EXP(-.151291*(H-25.))
GO TO 9
IF(H.GT.54.) GO TO 4
TH=274.
PH=1.364E-3*EXP(-.122726*(H-46.))
GO TO 9
IF(H.GT.8O.) GO TO 5
TH=458.85-3.4231*H
R=H-54.
PH=.511E-3*(1.-R/81.189)**9.9461
GO TO 9
IF(H.GT.95.) GO TO 6
TH=185.
PH=1.099E-5*EXP(-.179675*(H-80. ) )
GO TO 9
IF(H.GT.12O.) GO TO 7
R=H-95.
TH=185.+R*(3.2347+1.06133E-1*R)
PH=.742E-6*EXP(-.1353*R)
GO TO 9
7 IF(Н.GT.160.) GO TO 8
R=H-120.
TH=332.2+(23.01-6.1E-2*R)*R
PH=.252E-7*EXP(-.047561*R)
GO TO 9
8 R=H-160.
TH=1155.+R*(2.0333-4.16667E-3*R)
PH=.376E-8*EXP(-.022685*(H-160.))
9 ROH=288.16*PH/TH
RETURN
END
C ---------------------------------------
С ВЫВОД ИСХОДНЫХ ДАННЫХ
SUBROUTINE WYW2(L,ALAM,RG1,ROK1,NUT1,ALF1,RG2, ROK2,
* NUT2,ALF2,MPG, KB, KZ,KM,KPO,KHO,KST,NRS,NPO,FD1,XR1,
* KMB1,TNI,AKB1,AKAI,FD2,XR2,KMB2,TN2,AKB2,AKA2,PKS1,
* PAI,BE1,N1,ND1,PNA1,PNB1,DZE1,PKS2,PA2,BE2,N2,ND2,
* PNA2,PNB2,DZE2,NWR)
REAL L,ALAM,RG1,ROK1,NUT1,ALF1,RG2,ROK2,NUT2,
* ALF2,MPG,KZ,KM,KHO,KST,FD1,XR1,TNI,AKB1,AKAI,
* FD2,XR2,TN2,AKB2,AKA2,PKS1,PAI,BE1,N1,PNA1,
* PNB1,DZE1,PKS2,PA2,BE2,N2,PNA2, PNB2,DZE2
INTEGER KB,KPO,NRS,NPO,ND1,ND2,KMB1,KMB2,NWR
WRITE(NWR,6 6)L,ALAM,MPG,KB
66 FORMAT(/10Х,'ВВЕДЕНЫ СЛЕДУЮЩИЕ ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ//6X,
* ’дальность макс. L-'ZF8.1Z' [км]',/6Х,
* 'распред, масс между ступенями Lambda-',F5.3,/6Х;
* 'масса полезного груза Mnr-',F7.1Z' [кг]',/6Х,
* 'число блоков ГО N66-',I2)
IF(KZ.EQ.1.2) WRITE(NWRZ*)
* ' Полезный груз - обычный'
IF(KZ.EQ.1.35) WRITE(NWRZ*)
* ' Полезный груз - специальный'
IF(KM.EQ.l.) WRITE(NWRZ*)
* ' Блок ГО - неманеврирующий'
IF(KM.GT.1.02) WRITE(NWRZ*)
* ' Блок ГО - маневрирующий'
IF(KPO.EQ.l) WRITE(NWRZ*)
* ' Есть отдельный приборный отсек'
IF(KPO.EQ.O) WRITE(NWRZ*)
* ' Отдельного приборного отсека нет'
IF(NRS.EQ.l) WRITE(NWRZ*)
* ' Разделение ступеней - горячее'
IF(NRS.EQ.O) WRITE(NWRZ*)
* ' Разделение ступеней - холодное'
IF(NPO.EQ.l) WRITE(NWRZ*)
389
* ' Переходный отсек сбрасывается'
IF(NPO.EQ.O) WRITE(NWR,*)
* 1 Переходный отсек не сбрасывается'
IF(KHO.EQ.l.) WRITE(NWR,*)
* ' Хвостовой отсек нормальной длины'
IF(KHO.EQ..5) WRITE(NWR,*)
* ' Хвостовой отсек укороченный'
IF(KST.EQ.1.) WRITE(NWR,*)
* ' Стабилизаторы отсутствуют'
IF(KST.EQ.1.3) WRITE(NWR,*)
* ' Есть стабилизаторы'
WRITE(NWR,67) RG1,ROK1,NUT1,ALF1,PKS1,PAI,BE1,N1,
* ND1,PNA1,PNB1,DZE1
67 FORMAT(1OX,'Данные по первой ступени',/6Х,
* 'плотность горючего -',F6.1,' [кг/куб.м]',/6Х,
* 'плотность окислителя -',F6.1,' [кг/куб.м]',/6Х,
* 'стехиометрическое соотн. -',F5.2,/6X,
* 'коэф, избытка окислителя -',F4.2,/6X,
* 'давление в камере сгорания -',F4.1,' [МПа]',/6Х,
* 'давление в выходном сечении -',F5.3,' [МПа]',/6Х,
* 'расходный комплекс -',F6.2,' [с]',/6Х,
* 'показатель изоэнтропы -',F5.3,/6X,
* 'число двигателей в ДУ - 1,12,/6Х,
* 'давление наддува бака А -’,F4.2,' [МПа]',/6Х,
* 'давление наддува бака Б -',F4.2,' [МПа]',/6Х,
* 'вылет днищ баков -',F4.2/)
IFfFDl.EQ.l.) WRITE(NWR,*)
* ' ДУ закрытой схемы'
IF(FD1.EQ..9) WRITE(NWR,*)
* ' ДУ открытой схемы'
IF(XR1.EQ.O.) WRITE(NWR,*)
* ' Управление рулевыми или поворотными двигателями'
IF(XR1.EQ.50.) WRITE(NWR,*)
* ' Управление газовыми рулями'
IF(KMBl.EQ.l) WRITE(NWR,*)
* ' Есть межбаковый отсек'
IF(KMBl.EQ.O) WRITE(NWR,*)
* ' Нет межбакового отсека'
IF(TNI.EQ.288.) WRITE(NWR,*)
* ' Баки наддуваются холодным газом'
IF(TNI.EQ.450.) WRITE(NWR,*)
* ' Баки наддуваются горячим газом'
IF(АКВ1.EQ.1.) WRITE(NWR,*)
* ' Окислитель находится в баке А'
IF(AKAI.EQ.1.) WRITE(NWR,*)
* ' Окислитель находится в баке Б'
WRITE(NWR,68) RG2,ROK2,NUT2,ALF2,PKS2,РА2,ВЕ2,N2,
390
68
в ДУ
бака А
бака Б
,F6.1,' [кг/куб.м]',/6Х,
,F6.1,' [кг/куб.м]',/6Х,
,F5.2,/6X,
,F4.2,/6X,
,F4.1,' [МПа]',/6Х,
,F5.3, ' [МПа]',/6Х,
,F6.2,' [с]',/6Х,
,F5.3,/6X,
,12,/6Х,
, F4.2,' [МПа]',/6X,
,F4.2, ' [МПа]',/6Х,
,F4.2/)
ND2,PNA2,PNB2,DZE2
FORMAT(1OX,/'Данные по второй ступени',/6Х,
'плотность горючего
'плотность окислителя
'стехиометрическое соотн.
'коэф, избытка окислителя
'давление в камере сгорания
'давление в выходном сечении
'расходный комплекс
'показатель изоэнтропы
'число двигателей
'давление наддува
'давление наддува
'вылет днищ баков
IF(FD2.EQ.1.) WRITE(NWR,*)
' ДУ закрытой схемы'
IF(FD2.EQ..9) WRITE(NWR,*)
' ДУ открытой схемы'
IF(XR2.EQ.O.) WRITE(NWR,*)
' Управление рулевыми или поворотными двигателями'
IF(XR2.EQ.50.) WRITE(NWR,*)
' Управление газовыми рулями'
IF(КМВ2.EQ.1) WRITE(NWR,*)
' Есть межбаковый отсек'
IF(КМВ2.EQ.0) WRITE(NWR,*)
' Нет межбакового отсека'
IF(TN2.EQ.288.) WRITE(NWR,*)
' Баки наддуваются холодным газом'
IF(TN2.EQ.450.) WRITE(NWR,*)
' Баки наддуваются горячим газом'
IF(AKB2.EQ.l.) WRITE(NWR,*)
' Окислитель находится в баке А'
IF(AKA2.EQ.l.) WRITE(NWR,*)
' Окислитель находится в баке Б'
RETURN
END
С
С РАСЧЕТ НАГРУЗОК И РАЗМЕРОВ РАКЕТЫ
С ------------------------------------------
С ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАГРУЗОК И РАЗМЕРОВ 2-й СТ. РАКЕТЫ
SUBROUTINE LOAD2(LP,LG,LH1,LM1,DM1,LH2,LM2,DM2,МО,MG,
* GDU1,GDU2,ALAM,NUO,NU2,NUA1,NUA2,RAI,RA2,RBI,RB2,PNA1,
* PNA2,PNB1,PNB2,HA1,HB1,HA2,HB2,DH1,DH2,
* KP11,KP12,KP21,KP22)
REAL LP,LG,LH1,LM1,DM1,LH2,LM2,DM2,MO,MG,
* GDU1,GDU2,ALAM,NUO,NU2,NUA1,NUA2,RAI,RA2,RBI,RB2,PNA1,
391
* PNA2,PNB1,PNB2,HA1,HB1,HA2,HB2,DH1,DH2
INTEGER KP11,KP12,KP21,KP22
DIMENSION D(ll),D1(7),G(12),G1(8),Z(12),T(12),EQ(ll),
* EM(12),EN(7)
PA1=PNA1*1.E6
PB1=PNB1*1.E6
PA2=PNA2*1.E6
PB2=PNB2*1.E6
E=.72E11
PI=4.*ATAN(1.)
С ВЫЧИСЛЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ МОДЕЛИ
SM1=.25*PI*DM1*DM1
SM2=.25*PI*DM2*DM2
AM2=M0*ALAM
GD1=GDU1*MO/NUO
GD2=GDU2*AM2/NU2
P0=9.81*M0/NU0
GT1 =(M0-AM2-GD1)/1.08
GT2=(AM2-MG-GD2-300.)/1.08
G(l)=MG/3.
G(2)=2.*G(1)+300.
G(3)=GT2*(.02+.5*NUA2)
G (4)=G(3)
G(5)=GT2*(.52-.5*NUA2)
G(6)=G(5)+.5*GD2
G(7)=.5*GD2
G(8)=GT1*(.O2+.5*NUA1)
G(9)=G(8)
G(10)=GT1*(.52 -.5*NUA1)
G(11)=G(10)+.5*GD1
G(12)=.5*GD1
G1(1)=G (1)
G1 (2) =G(2)
G1(3)=G(3)+G(4)
G1 (4) =G(5) +G(6)
G1(5)=G(7)
G1(6)=G(8)+G(9)
G1(7)=G(10)+G(11)
G1(8)=G(12)
AL1=1.O5*GT1*NUA1/(RA1*SM1)
BL1=1.1*GT1*(1.-NUA1)/(RB1*SM1)
AL2=1.05*GT2*NUA2/(RA2*SM2)
BL2=1.1*GT2*(1.-NUA2)/(RB2*SM2)
D(l)=LG
D(2)=LP+.05*AL2
D(3)=.95*AL2
D(4)=.1*BL2+LM2
392
D(5)=.9*BL2
с
с
2
3
4
5
6
С
7
С
С
D(6)=LH2
D(7)=.O5*AL1
D(8)=.95*AL1
D(9)=LM1+.1*BL1
D(1O)=.9*BL1
D(ll)=LH1
D1(1)=D(1)
DI(2)=D(2)+D(3)
DI (3) =D (4)+D (5)
D1(4)=D(6)
DI (5) =D (7)+D (8)
DI(6) =D(9)+D(10)
DI(7)=D(11)
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТОЛЩИН СТЕНОК БАКОВ
ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮРЫ МОМЕНТОВ
Z (1)=0.
DO 2 J=2,12
Z(J)=Z(J-l)+D(J-l)
S=0.
AJ=0.
DO 3 J=l,12
S=S+G(J)*Z(J)
AJ=AJ+G(J)*Z(J)**2
ZM=S/M0
AJ=AJ-M0*ZM**2
AL=.l*P0*(Z(12)-ZM)
B=.l*P0/M0
F=AL/AJ
DO 4 J=l,12
T(J)=-G(J)*(B+F*(Z(J)-ZM))
T (12) =T (12) + . 1*PO
EQ(1)=T(1)
DO 5 J=2,ll
EQ(J)=EQ(J-l)+T(J)
EM(l)=0.
EM(12)=0.
DO 6 J=2,ll
EM(J)=EM(J-l)+EQ(J-l)*D(J-1)
ПОСТРОЕНИЕ ЭПЮРЫ НОРМАЛЬНОЙ СИЛЫ
B=P0/M0
EN(1)=G(1)*В
DO 7 J=2,7
EN(J)=EN(J-1)+G1(J)*B
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЭКВИВАЛЕНТНОЙ СИЛЫ И ТОЛЩИНЫ СТЕНКИ
БАК А ПЕРВОЙ СТУПЕНИ
RMA=AMAX1(ABS(ЕМ(7)),ABS(EM(8)),ABS(EM(9)))
393
8
18
16
17
19
9
С
10
11
28
26
27
29
394
RNA=EN(5)-PAl*SMl+4.*RMA/DM1
PA=PA1+RA1*D(8)*B
IF(RNA) 9,8,8
HA1 =(RNA+2.*SM1*PA)/(PI*DM1*2.4E8)
HA=HA1
KP11=O
AK= .605-.545*(1.-EXP(-SQRT(.5*DM1/HA) /16. ) )
ALF=PA1*(.5*DM1)**2/(E*HA**2)
AKP=(l.+.21*ALF*(.5*DM1/HA)**.6)/(1.+3.*ALF)
C=4.*RMA/(EN(5)*DM1)
AKM=(1.+1.25*0 / (l.+C)
AKH=AK*AKP*AKM
ANH=2.*PI*AKH*E*HA**2
IF(ANH-RNA) 16,17,17
HA=HA+.1*HA1
GO TO 18
IF((HA-HA1).LT..0001) GO TO 19
KP11=1
HA1=HA
IF(HA1.GT..0025) GO TO 10
KP11=O
HA1=.OO25
GO TO 10
HA1=.5*PA*DMl/2.4E8
IF(HA1.LT..0025) HA1=.OO25
БАК Б ПЕРВОЙ СТУПЕНИ
RMB=AMAX1(ABS(EM(10)),ABS(EM(11)))
RNB=EN(6)+4.*RMB/DM1-PB1*SM1
PB=PB1+RB1*D(10)*B
IF(RNB) 12,11,11
HB1=(RNB+2.*PB*SM1)I(PI*DM1*2.4E8)
HB=HB1
KP12=0
AK=.6O5-.545*(1.-EXP(-SQRT(.5*DM1/HB)/16.))
ALF=PB1*(.5*DM1)**2/(E*HB**2)
AKP=(1.+.21*ALF*(.5*DM1/HB)**.6)/(1.+3.*ALF)
C=4.*RMB/(EN(6)*DM1)
AKM= (1. +1.25*0 / (l.+C)
AKH=AK*AKP*AKM
ANH=2.*PI*AKH*E*HB**2
IF(ANH-RNB) 26,27,27
HB=HB+.1*HB1
GO TO 28
IF((HB-HB1).LT..0001) GO TO 29
KP12=1
HB1=HB
IF(HB1.GT..0025) GO TO 13
12
13
С
38
48
46
47
49
39
С
40
41
58
56
57
КР12=0
НВ1=.ОО25
GO ТО 13
НВ1=.5*PB*DMl/2.4Е8
DH1=AMAX1(НА1,НВ1)
БАК А ВТОРОЙ СТУПЕНИ
RNA=EN(2)-PA2*SM2
PA=PA2+RA2*D(3)*9.807/((ALAM+.1)*NU0)+.1Е6
IF(RNA) 39,38,38
HA2=(RNA+2.*SM2*PA)/(PI*DM2*2.4E8)
HA=HA2
KP21=0
AK=.6O5-.545*(1.-EXP(-SQRT(.5*DM2/HA)/16.))
ALF=PA2*(.5*DM2)**2/(E*HA**2)
AKP=(1.+.21*ALF*(.5*DM2/HA)**.6)/(1.+3.*ALF)
AKH=AK*AKP
ANH=2.*PI*AKH*E*HA**2
IF(ANH-RNA) 46,47,47
HA=HA+.1*HA2
GO TO 48
IF((HA-HA2).LT..0001) GO TO 39
KP21=1
HA2=HA
IF(HA2.GT..0025) GO TO 40
KP21=0
HA2=.OO25
GO TO 40
HA2=.5*PA*DM2/2.4E8
IF(HA2.LT..0025) HA2=.OO25
БАК Б ВТОРОЙ СТУПЕНИ
RNB=EN(3)-PB2*SM2
PB=PB2+RB2*D(5)*9.807/((ALAM+.1)*NU0)+.1E6
IF(RNB) 42,41,41
HB2=(RNB+2.*PB*SM2)/(PI*DM2*2.4E8)
HB=HB2
KP22=0
AK=.605-.545*(1.-EXP(-SQRT(.5*DM2/HB)/16.))
ALF=PB2*(.5*DM2)**2/(E*HB**2)
AKP=(1.+.21*ALF*(.5*DM2/HB)**.6)/(1.+3.*ALF)
AKH=AK*AKP
ANH=2.*PI*AKH*E*HB**2
IF(ANH-RNB) 56,57,57
HB=HB+.1*HB2
GO TO 58
IF((HB-HB2).LT..0001) GO TO 59
KP22=1
HB2=HB
395
59 IF(НВ2.GT..0025) GO TO 43
KP22=0
HB2=.OO25
GO TO 43
42 HB2=.5*PB*DM2/2.4E8
IF(HB2.LT..002) HB2=.OO2
43 DH2=AMAX1(HA2,HB2)
RETURN
END
Оглавление
Предисловие.................................................. 3
Основные обозначения......................................... 5
Основные сокращения.......................................... 7
Часть 1
Основы устройства ракетно-космических систем выведения
Глава 1. Баллистические ракеты как основа создания ракет-носителей 13
1.1. Предыстория и начальные этапы создания первых БРДД.. 13
1.2. Основные понятия и термины.......................... 21
1.3. Усовершенствование конструктивно-компоновочной схемы
одноступенчатых ракет для увеличения дальности и пере-
ход к многоступенчатым БРДД............................. 27
Вопросы к главе 1........................................ 43
Глава 2. Особенности конструкции баллистических ракет дальнего
действия................................................. 44
2.1. Одноступенчатые ракеты.............................. 44
2.2. Многоступенчатые ракеты............................. 61
2.3. Особенности боевых ракет............................ 70
Вопросы к главе 2........................................ 76
Глава 3. Влияние особенностей траектории на управление полетом
ракеты................................................... 77
3.1. Функции системы управления.......................... 77
3.2. Органы управления................................... 80
Органы управления для ракет с ЖРД.................... 80
Органы управления для ракет с РДТТ................... 83
3.3. Развитие конструкции соплового блока РДТТ........... 87
3.4. Применение выдвижного насадка на ЖРД................ 91
Вопросы к главе 3........................................ 94
Глава 4. Общая задача управления полетом.................... 95
4.1. Основные способы управления......................... 95
397
4.2. Способ управления по «жесткой» траектории........... 98
4.3. Система регулирования кажущейся скорости........... 103
4.4. Система синхронного опорожнения баков.............. 106
4.5. Способ управления по «гибкой» траектории............. 108
4.6. Способ управления с коррекцией на пассивном участке
траектории............................................... 112
Вопросы к главе 4.......................................... 114
Глава 5. Развитие конструкций межконтинентальных баллистических
ракет и ракет-носителей.................................. 115
5.1. Основные направления развития........................ 115
5.2. Базирование ракет-носителей и боевых баллистических
ракет.................................................... 123
Базирование ракет-носителей.......................... 123
Базирование баллистических ракет..................... 130
5.3. Особенности отделения головной части и разделения ступе-
ней у ракет с РДТТ....................................... 136
5.4. Ракета-носитель «Протон»........................... 139
5.5. Использование криогенных компонентов топлива в ракетах-
носителях................................................ 146
5.6. Ракета-носитель «Сатурн-V»......................... 154
5.7. Ракета-носитель Н-1................................. 156
5.8. Использование РДТТ в качестве «нулевой» (бустерной)
ступени в ракетах-носителях.............................. 161
5.9. Использование гибридных двигателей в ракетных блоках. 166
5.10. Разгонные блоки, или межорбитальные транспортные
аппараты............................................ 169
5.11. Многоразовые транспортные космические системы........ 186
5.12. Баллистические ракеты подводных лодок................ 195
Вопросы к главе 5........................................ 221
Глава 6. Современное состояние и тенденции развития средств
выведения................................................ 223
6.1. Развитие конструкции ракет-носителей семейства
«Союз» (Р-7)......................................... 223
6.2. Ракеты-носители семейства «Русь-М» и перспективный
пилотируемый корабль нового поколения.................... 244
6.3. Семейство ракет-носителей «Ангара».................. 253
6.4. Конверсионные ракеты-носители....................... 259
6.5. Общие тенденции в развитии систем выведения......... 265
Вопросы к главе 6........................................ 266
398
Часть 2
Основы проектирования баллистических ракет
дальнего действия и ракет-носителей
Глава 7. Общая задача проектирования.......................... 269
7.1. Стадии проектирования................................. 269
7.2. Основные тактико-технические требования............... 273
7.3. Критерии оптимизации и общая задача проектирования.... 278
Вопросы к главе 7.......................................... 281
Глава 8. Баллистический и массовый анализ..................... 282
8.1. Анализ сил, действующих на ракету в полете на активном
участке траектории...................................... 282
8.2. Уравнения движения ракеты на активном участке
траектории............................................. 291
8.3. Уравнения движения ракеты в полярной системе координат 297
8.4. Изменение летных характеристик ракеты во время полета. 299
8.5. Приближенное определение дальности полета. Задачи
пассивного участка траектории.......................... 306
8.6. Уравнения движения ракеты на активном участке траектории
в функции основных проектных параметров.................. 311
8.7. Приближенное определение скорости ракеты.............. 321
8.8. Влияние основных проектных параметров на скорость полета
ракеты................................................. 325
8.9. Влияние основных проектных параметров на дальность
полета ракеты........................................... 332
8.10. Массовый анализ одноступенчатой жидкостной ракеты.... 336
Вопросы к главе 8.......................................... 338
Глава 9. Особенности выбора основных проектных параметров
многоступенчатой ракеты.................................. 339
9.1. Основная терминология................................. 339
9.2. Определение скорости многоступенчатой ракеты.......... 340
9.3. Определение основных проектных параметров многоступен-
чатой ракеты........................................... 342
Вопросы к главе 9.......................................... 347
Список литературы............................................. 348
Приложение. Программы выбора проектно-баллистических
параметров............................................... 351
1. Программа Rocket-1 для одноступенчатой ракеты с ЖРД.... 351
2. Программа Rocket-2 для двухступенчатой ракеты с ЖРД.... 369
Учебное издание
Ковалев Борис Константинович
РАЗВИТИЕ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ
СИСТЕМ ВЫВЕДЕНИЯ
Редактор И. В. Мартынова
Технический редактор Э.А. Кулакова
Корректор О.В. Калашникова
Художник А.К. Ездовой
Компьютерная графика В.А. Филатовой
Компьютерная верстка Н.Ф. Бердавцевой
Оригинал-макет подготовлен
в Издательстве МГТУ им. Н.Э. Баумана.
В оформлении обложки использованы шрифты
Студии Артемия Лебедева
Сертификат соответствия № РОСС RU. АЕ51. Н 16228 от 18.06.201
Подписано в печать 08.08.2014. Формат 60x90 1/16.
Усл. печ. л. 25,0. Тираж 1200 экз.
Заказ 453
Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана.
105005, Москва, 2-я Бауманская, д. 5, стр. 1.
press@bmstu.ru http://www.baumanpress.ru
Отпечатано в типографии МГТУ им. Н.Э. Баумана.
105005, Москва, 2-я Бауманская, д. 5, стр. 1.
baumanprint@gmail.com
На большом фактическом материале подробно прослежены основные этапы
развития ракетно-космических систем выведения и представлены направ-
ления совершенствования таких систем Проведен детальный сраьнителк -
ный анализ характеристик отечественных и зарубежных баллистических
ракет дальнего действия и ракет-носителей, включая многоразовое транс-
портные космические системы. Изложены основы проектирования и осо-
бенности конструкции ракетно-космических средств выведения.
Ковалев Борис Константинович
родился в 1922 г., окончил МВТУ им. Н. Э. Баумана
в 1946 г. Кандидат технических наук, доцент кафе-
дры «Космические аппараты и ракеты-носители»
МГТУ им. Н. Э. Баумана. Действительный член Рос-
сийской академии космонавтики им. К. Э. Циолков-
ского и Русского географического общества. Автор
более 40 научных работ в области конструкций
ракет-носителей и баллистических ракет на твер-
дом топливе, а также учебных пособий и статей по
истории ракетно-космической техники.
ISBN 978-5-7038-3941-6
www.baumanpress.ru