Характеристики
«Союз-ФГ» — трехступенчатая ракета-носитель среднего класса.
Длина — 49,5 м, максимальный диаметр — 10,3 м, стартовая масса — порядка 313 т, максимальная грузоподъемность — 7,4 т.
На первом этапе полета работают двигатели четырех боковых и центрального блоков, на втором (после отделения боковых блоков) — только двигатель центрального блока. Запуск двигателей производится на Земле, что дает возможность при возникновении неисправностей отменять старт ракеты. В каждом боковом блоке установлено по двигателю РД-107А, в центральном — РД-108А (разработчик — НПО «Энергомаш», г. Химки Московской обл.; изготовитель — самарское ПАО «Кузнецов», бывшее предприятие «Моторостроитель»). На третьей ступени применяется РД-0110 Конструкторского бюро химавтоматики (Воронеж). Все двигатели в качестве топлива используют керосин (окислитель — жидкий кислород).
В составе «Союза-ФГ» могут применяться головные обтекатели диаметром 2,7; 3,0; 3,3 или 3,715 м.
Российский блок выведения «Волга»
Блок выведения «Волга» разработан в 2008-2010 гг. Ракетно-космическим центром «Прогресс» (РКЦ «Прогресс», Самара). Может использоваться для запусков космических аппаратов в составе ракет-носителей «Союз-2» этапов модернизации 1а, 1б и 1в: «Союз-2.1а» (первый запуск состоялся в 2004 г.), «Союз-2.1б» (2006) и «Союз-2.1в» (2013).
Характеристики:
- стартовая масса блока — от 1 тыс. 56 до 1 тыс. 656 кг (без топлива — 756 кг),
- высота — 1,025 м,
- диаметр — 2,72 м.
В качестве топлива в «Волге» используется гептил (окислитель — азотный тетраоксид). Блок обеспечивает выведение полезной нагрузки (одного или несколько спутников) на средние круговые орбиты высотой до 1,5 тыс. км, а также на солнечно-синхронные высотой 850 км.
Запуски блока «Волга» могут проводиться с космодромов Плесецк (Архангельская обл.), Байконур (Казахстан) и с нового российского космодрома Восточный (Амурская обл.), где возведены стартовые комплексы для ракет-носителей «Союз-2». Так, в случае запуска с Плесецка в составе с ракетой «Союз-2.1в» блок «Волга» может выводить на орбиту полезный груз массой от 1,4 т до 1,7 т.
Всего блок «Волга» участвовал в двух запусках — оба проведены с Плесецка с ракетой «Союз-2.1в». Один был успешным, другой — частично успешным.
Первый запуск состоялся 28 декабря 2013 г.: на околоземную орбиту выведен студенческий спутник «Аист»-1 (создан СГАУ и специалистами РКЦ «Прогресс») и две калибровочные сферы СКРЛ-756 (для отработки программ блока).
Запуск 5 декабря 2015 г. прошел нештатно. Военный спутник дистанционного зондирования Земли «Канопус-СТ» (или «Космос-2511») не смог отделиться от блока из-за несрабатывания одного из четырех замков, удерживавших его на «Волге». Отделение калибровочной сферы, которая запускалась одновременно, прошло успешно. Спустя три дня, 8 декабря, «Канопус-СТ» в связке с «Волгой» сошел с орбиты, его обломки сгорели в плотных слоях атмосферы над Атлантикой.
Систему разделения для «Канопуса-СТ» изготовило омское ПО «Полет», где был создан сам спутник. Предприятие-изготовитель обязалось устранить дефект, приведший к ЧП.
Пуски
Первый пуск ракеты-носителя был проведен с УКСС 15 мая 1987 года в 21 ч 30 мин по московскому времени. Вместо орбитального корабля «Буран» в качестве полезной нагрузки был использован макет космического аппарата «Скиф-ДМ». Пуск прошел успешно. Изменение всех параметров движения ракеты по времени полностью соответствовало данным предварительного моделирования.
Первый успешный пуск ракеты «Энергия» подтвердил, что создана универсальная РН «Энергия» сверхтяжелого класса, не имеющая по своим возможностям аналогов в мировом ракетостроении.
Второй пуск РН «Энергия», на этот раз с ОК «Буран» намечался на 29 октября 1988 года. Подготовка к запуску проходила успешно, метеоусловия были благоприятными, скорость ветра не превышала 1 м/с. Все команды по циклограмме предстартовой подготовки исполнялись нормально, оставалось отвести от ОК «Буран» переходный стыковочный блок, но за 51 с до запуска двигательных установок РН «Энергия» автоматизированная система подготовки пуска выдала команду «Автоматическое прекращение пуска». Государственная комиссия приняла решение отложить старт и слить низкокипящие компоненты топлива из ОК и РН. Анализ показал, что отбой запуска произошел из-за несвоевременного отвода платы системы азимутального наведения (прицеливания) РН и, следовательно, задержки с отводом фермы, на которой она располагалась. После устранения всех замечаний и докладов о готовности к повторному запуску было принято решение о проведении повторной предстартовой подготовки и запуске 15 ноября 1988 года в 6 часов утра московского времени.
Перенос пуска совпал с резким изменением погодных условий: 15 ноября 1988 года они были на грани установленных ограничений на пуск — порывы ветра достигали 20 м/с, что превышало установленные ограничения. Пуск прошел без замечаний. Все системы в полете работали нормально. Корабль был выведен на орбиту с максимальной высотой 263 км и минимальной высотой 251 км. Общее время полета ОК «Буран» составило 206 мин. Проделав все предпосадочные маневры, он вышел точно на посадочную полосу, приземлился, пробежал 1620 м и остановился посреди посадочной полосы. Боковое отклонение составило всего 3 м, а продольное — 10 м при скорости встречного ветра 17 м/с.
Впервые в мировой практике была проведена полностью автоматическая посадка космического аппарата такого класса.
Перспективы
Опыт создания РН такого класса может быть с большим экономическим эффектом использован в других хозяйственных отраслях. В 1989 году НПО «Энергия» совместно со смежными организациями разработало каталог «Научно-технические достижения по системе „Энергия — Буран“ — народному хозяйству», в котором приведены около 600 предложений, реализация которых могла бы дать экономический эффект около 6 млрд. руб. (в ценах 1989 года).
Создание РН «Энергия» открывало перспективу на целый ряд глобальных проектов, представляющих огромную международную значимость. В НПО «Энергия» в период 1987-1993 годы были проведены проектные проработки по космическим комплексам, базирующимся на РН «Энергия», для решения задач:
- восстановления озонового слоя Земли;
- удаления радиоактивных отходов Земли за пределы Солнечной системы;
- освещения приполярных городов;
- создания крупногабаритных космических отражателей для ретрансляции энергии;
- создания солнечного паруса для межпланетных полетов;
- использования ресурсов Луны;
- создания системы экологического контроля и обеспечения стратегической стабильности;
- создания единой международной глобальной информационной системы;
- удаления космического «мусора» с околоземных орбит;
- изучения Галактики с помощью больших космических радиотелескопов.
Однако общий спад и развал российской промышленности самым непосредственным образом отразился на проекте «Энергия — Буран». В 1992 году Российское космическое агентство приняло решение о прекращении работ и консервации созданного задела. К этому времени был полностью собран второй экземпляр орбитального корабля и завершалась сборка третьего корабля с улучшенными техническими характеристиками.
Классификация
В отличие от некоторых горизонтально-стартующих авиационно-космических систем (АКС), ракеты-носители используют вертикальный тип старта и (много реже) воздушный старт.
Количество ступеней
Одноступенчатых ракет-носителей, выводящих полезную нагрузку в космос, до настоящего времени не создано, хотя имеются проекты различной степени проработки («КОРОНА», HEAT-1X и другие). В некоторых случаях как одноступенчатая может классифицироваться ракета, имеющая в качестве первой ступени воздушный носитель либо использующая в качестве таковой ускорители. Среди баллистических ракет, способных достичь космического пространства, немало одноступенчатых, в том числе и первая баллистическая ракета «Фау-2»; однако ни одна из них не способна выйти на орбиту искусственного спутника Земли.
Расположение ступеней (компоновка)
Конструктивное исполнение ракет-носителей может быть следующим:
- продольная компоновка (тандемная), у которой ступени расположены одна за другой и работают в полёте поочерёдно (РН «Зенит-2», «Протон», «Дельта-4»);
- параллельная компоновка (пакетная), при которой несколько блоков, расположенных параллельно и относящихся к разным ступеням, работают в полёте одновременно (РН «Союз»);
Используемые двигатели
В качестве маршевых двигателей могут использоваться:
- жидкостные ракетные двигатели;
- твёрдотопливные ракетные двигатели;
- различные комбинации на разных ступенях.
Масса полезной нагрузки
Классификация ракет по массе выводимой полезной нагрузки:
- лёгкая;
- средняя;
- тяжёлая;
- сверхтяжёлая.
Конкретные границы классов меняются с развитием техники и являются достаточно условными, в настоящее время лёгким классом считаются ракеты, выводящие на низкую опорную орбиту груз массой до 5 т, средними — от 5 до 20 т, тяжёлыми — от 20 до 100 тонн, сверхтяжёлыми — свыше 100 т. Появляется также новый класс так называемых «нано-носителей» (полезная нагрузка — до нескольких десятков кг).
Повторное использование
Наибольшее распространение получили одноразовые многоступенчатые ракеты как пакетной, так и продольной схем. Одноразовые ракеты отличаются высокой надёжностью благодаря максимальному упрощению всех элементов. Следует уточнить, что одноступенчатой ракете для достижения орбитальной скорости теоретически необходимо иметь конечную массу не более 7—10 % от стартовой, что при даже существующих технологиях делает их труднореализуемыми и экономически неэффективными из-за низкой массы полезного груза. В истории мировой космонавтики одноступенчатые ракеты-носители практически не создавались — существовали только т. н. полутораступенчатые модификации (например, американской РН «Атлас» со сбрасываемыми дополнительными стартовыми двигателями). Наличие нескольких ступеней позволяет существенно увеличить отношение массы выводимой полезной нагрузки к начальной массе ракеты. В то же время многоступенчатые ракеты требуют отчуждения территорий для падения промежуточных ступеней.
Ввиду необходимости применения высокоэффективных сложных технологий (прежде всего, в области двигательных установок и теплозащиты), полностью многоразовых ракет-носителей пока не существует, несмотря на постоянный интерес к этой технологии и периодически открывающиеся проекты разработки многоразовых носителей (за период 1990—2000-х годов — такие, как: ROTON, Kistler K-1, АКС VentureStar и др.). Частично многоразовой являлась широко использовавшаяся американская многоразовая транспортная космическая система (МТКС)-АКС «Спейс шаттл» («Космический челнок») и закрытая советская программа МТКС «Энергия—Буран», разработанная, но так и не использованная в прикладной практике, а также ряд нереализованных бывших (например, «Спираль», МАКС и др. АКС) и вновь разрабатываемых (например, «Байкал-Ангара») проектов. Вопреки ожиданиям, «Спейс шаттл» не смог обеспечить снижение стоимости доставки грузов на орбиту; кроме того, пилотируемые МТКС характеризуются сложным и длительным этапом предстартовой подготовки (из-за повышенных требований по надёжности и безопасности при наличии экипажа).
Присутствие человека
Ракеты для пилотируемых полётов должны обладать бо́льшей надёжностью (также на них устанавливается система аварийного спасения); допустимые перегрузки для них ограничены (обычно не более 3—4,5 единиц). При этом сама ракета-носитель является полностью автоматической системой, выводящей в космическое пространство аппарат с людьми на борту (это могут быть как пилоты, способные осуществлять непосредственное управление аппаратом, так и так называемые «космические туристы»).
Проблемы
При создании РН, построенной по схеме, существенно отличающейся от ранее реализованных, пришлось столкнуться с множеством сложных научно-технических и организационных проблем. Среди проблем, решенных в процессе создания МКС «Энергия — Буран» были:
- разработка схемы РН, на базе которой возможно построение целого ряда РН не только разной грузоподъемности, но и различного типа выводимых на орбиту грузов, в том числе многоразовых орбитальных кораблей;
- создание крупногабаритного с высокой степенью массового совершенства кислородно-водородного блока II ступени (блока Ц), позволяющего его использование в качестве базового при разработке перспективных ракетно-космических комплексов;
- освоение технологии работ с переохлажденным жидким водородом и средств обеспечения безопасности при его крупномасштабном применении, а также использование переохлажденного жидкого кислорода и охлажденного керосина;
- нейтрализация выбросов непрореагировавшего водорода в процессе запуска двигателей II ступени;
- разработка и внедрение новых конструкционных материалов, обладающих повышенными физико-механическими свойствами, новых теплоизоляционных и теплозащитных покрытий, обеспечивающих необходимые тепловые режимы в экстремальных температурных условиях, а также антистатических покрытий с заданными характеристиками проводимости;
- упрочнение алюминиевого сплава при криогенных температурах и создание стенда криогенно-статических испытаний;
- освоение технологии изготовления крупногабаритных вафельных конструкций, топливных баков большого диаметра с внедрением электронно-лучевой сварки, обеспечение чистоты топливных емкостей и неразрушающего контроля качества приклеивания теплоизоляции и теплозащиты;
- определение акустических характеристик без проведения огневых технологических испытаний;
- обеспечение прочности крупногабаритных конструкций РН в условиях существенного перепада температур в процессе стоянки и заправки;
- решение вопросов транспортировки крупногабаритных элементов конструкций РН самолетом-транспортировщиком 3М-Т;
- создание универсального комплекса стенд-старт, обеспечивающего экспериментальную огневую отработку и пуск РН, экспериментальной базы для отработки универсальных РН и их составных частей и разработки экспериментальных установок;
- создание производственной базы на полигоне с оборудованием технического комплекса и автоматизированной системы управления подготовкой и пуском.
Запуски
Запуски до сих проводились только с космодромов Плесецк (Архангельская обл.) и Байконур (Казахстан). Первый испытательный пуск, который проходил по суборбитальной траектории, осуществлен 8 ноября 2004 г. с Плесецка с макетом космического аппарата. Первый рабочий состоялся 19 октября 2006 г. с Байконура: ракета с разгонным блоком «Фрегат» вывела в космос европейский метеорологический спутник MetOp-A («МетОп-А»).
С 2014 г. «Союз-2.1а» начал использоваться для вывода на орбиту автоматических космических кораблей типа «Прогресс» с грузами для Международной космической станции (МКС); запуски проводятся с Байконура.
28 декабря 2015 г. на заседании госкомиссии по проведению летных испытаний средств выведения космических аппаратов было принято решение о завершении летных испытаний ракеты-носителя и передаче ее в штатную эксплуатацию.
Всего проведено 23 запуска ракеты (из них 12 — с блоком «Фрегат») — 21 успешный, один частично успешный (с «Фрегатом») и один неудачный. В ходе предыдущего 31 марта 2016 г. стартовавший с Байконура «Союз-2.1а» вывел в космос грузовой корабль «Прогресс МС-02» с 2,5 т различных грузов для МКС.
Состав
Двухступенчатая РН «Энергия» выполнена по пакетной схеме с параллельным расположением ступеней и боковым расположением полезного груза, в которой четыре боковых ракетных блока I ступени (блоки А) располагаются вокруг центрального ракетного блока II ступени (блока Ц). РН устанавливается на стартово-стыковочный блок (блок Я), предназначенный для ее стыковки с пусковой установкой (ПУ) стартового комплекса и обеспечения силовых, пневмогидравлических и электрических связей РН с ПУ и комплексом наземного оборудования при подготовке к пуску.
Стартово-стыковочный блок служит опорным силовым элементом при сборке и транспортировке РН. После пуска ракеты стартово-стыковочный блок остается на пусковом устройстве и может использоваться повторно.
Система управления
Система автономного управления РН «Энергия» на базе бортового цифрового вычислительного комплекса обеспечивает высокую точность выведения полезного груза в заданную область и широкие возможности РН по выходу из нештатных ситуаций, в том числе и при отказе одного из двигателей РН. Высокая степень автоматизации позволила учесть возможность многих нештатных ситуаций — выход из них заранее заложен в программы. Иными словами, пятьсот нештатных ситуаций превратились в штатно-заложенные. В самых сложных нештатных ситуациях автоматика приводит ракету в безопасное состояние, и она останется в нем, пока не будет принято необходимое решение.
При наличии в составе полезного груза элементов, сбрасываемых на активном участке полета, система управления формирует команду на их сброс, исходя из условия обеспечения падения отделяемых элементов в заданном районе. Отделение боковых ракетных блоков от центрального при израсходовании компонентов топлива в одном из блоков происходит по команде системы управления с помощью ракетных двигателей на твердом топливе.
Система пожаро- и взрывопредупреждения предназначена для повышения безопасности работ на стартовой позиции и предупреждения взрыва РН в полете при аварийных утечках водорода и кислорода из центрального блока.
Система аварийной защиты двигателей РН контролирует их параметры в процессе запуска и работы и позволяет произвести выключение аварийного двигателя до его разрушения, а при некоторых условиях — и выключение диаметрально противоположного двигателя, нормально работающего. Все это предупреждает развитие аварии на борту РН и позволяет продолжить управляемый полет.
Инциденты
21 мая 2009 г. «Союз-2.1а» с блоком «Фрегат» при запуске с Плесецка вывел на нерасчетную орбиту военный спутник связи «Меридиан-2». Однако аппарат не был потерян, сохранилась возможность его частичной эксплуатации. Причина инцидента — преждевременное отключение работы третьей ступени ракеты.
Неудачей завершился запуск 28 апреля 2015 г. с грузовым кораблем: ракета не смогла вывести на заданную орбиту «Прогресс М-27М». 8 мая того же года корабль неуправляемо сошел с орбиты и сгорел в плотных слоях атмосферы, его фрагменты упали в воды Тихого океана. Комиссия по расследованию аварии выяснила, что ЧП произошло из-за разгерметизации баков носителя с окислителем и горючим. К этому привели недостатки при опытно-конструкторских работах по совместному использованию ракеты и корабля.
Двигательные установки
Двигательная установка РН «Энергия» состоит из четырех четырехкамерных кислородно-керосиновых двигателей РД-170 (по одному на каждом из четырех блоков I ступени ракеты) и четырех однокамерных кислородно-водородных двигателей РД-0120 на центральном блоке II ступени, а также пневмогидросхемы, обеспечивающей их функционирование. Двигатели РД-170, специально разработанные для РН «Энергия», обладают рекордными параметрами и не имеют аналогов за рубежом.
Все двигатели начинают работать со старта, причем запуск двигателей второй ступени происходит с некоторым опережением (8 с) запуска двигателей первой ступени. За это время система диагностики проводит заключительные проверки и дает «разрешение» на запуск двигателей первой ступени, таким образом исключается старт РН с неисправным двигателем. Широкие диапазоны регулирования тяги двигателей и массового соотношения компонентов топлива, поступающего в камеры, обеспечивают реализацию наиболее оптимальных параметров движения РН и синхронизацию опорожнения топливных баков. РН на активном участке полета управляется и стабилизируется путем отклонения вектора тяги двигателей I и II ступеней в двух плоскостях. Для этого двигатели имеют узлы качания и систему высокоточных рулевых приводов, обеспечивающих качание каждого двигателя II ступени и четырех камер двигателя I ступени. Рулевые приводы развивают тяговые усилия около 50 тс на I ступени и около 33 тс на II ступени и действуют с точностью 1 % от диапазона перемещения приводов.
Испытания
В декабре 1982 года в монтажно-испытательном корпусе была проведена первая сборка «пакета» РН — экспериментальной технологической ракеты, на которой были проведены динамические испытания и примерочные работы с системами наземного оборудования УКСС.
С марта по октябрь 1985 года на УКСС были проведены «холодные» стендовые испытания центрального блока, при которых была отработана технология заправки компонентами топлива, включая заправку переохлажденным жидким водородом. Затем были проведены два огневых испытания блока.
При первом огневом испытании (по программе 20 секунд) через 2,58 секунды после начала запуска ДУ прошла команда «Автоматическое прекращение подготовки» из-за медленного набора оборотов турбонасосным агрегатом одного из двигателей, одновременно было зафиксировано падение управляющего давления гелия в нескольких магистралях пневматической сети. При последующем осмотре ракеты было выявлено разрушение одной пневмомагистрали (трубки диаметром 20 мм), что потребовало проведения ряда мероприятий по повышению надежности.
Второй огневой запуск ракеты длительностью 390 с прошел без замечаний.
Залогом успеха создания РН «Энергия» стал большой объем наземной экспериментальной отработки конструкции, проверка функционирования всех ее систем и агрегатов. Летными испытаниями только подтверждались заданные характеристики. Всего по РН «Энергия» были проведены испытания на 232 экспериментальных установках и 30 прочностных сборках, что соответствовало изготовлению четырех полных комплектов штатной РН.
Загрузка...
