Ракета-носій "Зеніт-2" - Ракета-носій "Зеніт" - Українські Ракето-носії - Каталог статей - newspace
Вівторок
06.12.2016
10:09
Головна
Каталог статей
Таємниці Всесвіту Вітаю Вас Гость | RSS Реєстрація
Вхід
Меню сайту

Категорії розділу
Ракета-носій "Циклон"
Ракета-носій "Зеніт"
Ракета-носій "Дніпро"
Ракета-носій "Маяк"

Наше опитування
На скільки балів ви оцінюєте сайт?
Всього відповідей: 120

Статистика

Онлайн всього: 1
Гостей: 1
Користувачів: 0

Головна » Статті » Українські Ракето-носії » Ракета-носій "Зеніт"

Ракета-носій "Зеніт-2"

    

     «Зеніт-2» — українська (радянська) ракета космічного призначення середнього класу сімейства Зеніт. Генеральний конструктор — В. Ф. Уткін. Головний розробник — КБ "Південне" (Дніпропетровськ), виробляється на дніпропетровському заводі ВО «Південмаш». Індекс ГРАУ — 11К77. Перший успішний пуск ракети-носія «Зеніт-2» без корисного навантаження був здійснений 21 червня 1985 з космодрому Байконур. Перша ступінь «Зеніту» оснащена киснево-гасовим двигуном РД-171. Прототипом для неї послужила перша ступінь ракети-носія «РН Енергія».

     Ракета-носій «Зеніт-2», що входить до складу космічного ракетного комплексу (КРК) «Зеніт», являє собою двоступеневу ракету на нетоксичних компонентах палива рідкий кисень і гас РГ-1, призначену для запусків космічних апаратів (КА) на низькі кругові (до 1500 км) і еліптичні навколоземні орбіти різного способу. Спочатку вона розроблялася як засіб виведення для швидкого розгортання і заповнення угруповань КА різного призначення, а також пілотованих космічних кораблів.

     Перший пуск РН «Зеніт-2» відбувся 13 квітня 1985 року. Всього здійснено 37 пусків РН, з них 32 успішних. Крім того, допрацьовані блоки її першого ступеня використовувалися як бічні блоки ракети-носія «Енергія» і успішно відпрацювали при двох її пусках (всього 8 ракетних блоків). В даний час РН «Зеніт-2» періодично використовується для запусків КА з державних замовлень України та Російської Федерації.

     Максимальна маса космічного апарату, що виводиться ракетою «Зеніт-2» на навколоземну орбіту висотою 200 км з території Казахстану, становить 13,8 т. При пусках з районів, розташованих у зоні приекваторіального, можливо виведення космічних апаратів масою до 15,7 т.

     Думка про заміну морально старіючої ракети Р-7 на початку 1970-х років витала не тільки у верхніх колах ракетного спрямування, а й серед розробників космічних систем. Уявлялося, що новий розроблений носій повинен придбати і ряд якісно нових якостей. За прикладом бойових ракет і на досвіді їх розробки вважалося за доцільне довести готовність до пуску до можливості застосування цієї ракети в якості рятівника на орбіті. Надійність, автоматизація передпускових перевірок і пуску, точність виведення на орбіту і багато інших якостей визрівали в ногу з часом. Розробили проект кисневої машини.

     Вихідні положення цього проекту грунтувалися тепер на використанні технології, обладнання, експериментальної бази й досвіду, накопиченого при виробництві ракет бойового класу. Ракета будувалася за блочним принципом. Зберегли триметровим діаметр корпусу блоків ракети. Два блоки першого ступеня утворили собі ногу. Одні називали цю конструкцію «двостволкою», інші — «камбалою». Плоска ракета, зберігала основні виробничі лінії Південмашу. Стартова маса ракети близько 450 т. виведений на низьку орбіту вантаж близько 12 т.

     Кисневі двигуни РД-124, РД-125 першого і другого ступенів ракети-носія 11К77 були розроблені НВО "Енергомаш"відповідно до рішення Науково-технічної ради Міністерства загального машинобудування від 3 вересня 1974 Двигун РД-124А складався з трьох однокамерних двигунів РД-124А. Однокамерні двигун РД-125 для другого ступеня уніфікований з двигуном РД-124. Двигуни РД-124 і 125 планувалися для модульної ракети типу РЛА-120 розробки ДКБ-1. Двигуни РД-124 і РД-125 використовували як пальне паливо РГ-1. Розроблялися за схемою з допалюванням окислювального газу, з бустерні насосами на вході у вузли підвода компонентів до основних насосів. Рівень параметрів, що забезпечуються двигунами при роботі в номінальному режимі, характеризувався тиском в камері згоряння 225 атмосфер, тягою на Землі 337 (3х112, 5) т при питомій імпульсі 302,4 с, сумарною тягою в порожнечі 379,5 т при 340 з питомої імпульсу. Тяга двигуна РД-125 в порожнечі 130,2 т при питомій імпульсі 350 с.

     Двигуни розроблялися з умовою забезпечення підвищеної надійності, при цьому вони повинні були дозволити багаторазове використання першого ступеня носія. Для забезпечення цієї вимоги і на додаток до програми доведення двигунів створювалася система діагностики стану двигуна. Забезпечення високого значення питомого імпульсу тяги для даного палива, при обмежених габаритах і масі двигуна, можливо було лише при високому значенні тиску в камері згоряння та відсутності втрат питомого імпульсу тяги, пов'язаних з приводом турбонасосного агрегату. Тому для двигуна була обрана схема з допалюванням продуктів окисної газогенераціі, відпрацьованих на турбіні, в камері згоряння. В умовах багаторазового запуску найбільш прийнятним вважалося хімічне запалювання. Переваги хімічної системи запалювання — у високій надійності займання основних компонентів палива. В якості пускового пального був обраний триетилбор.

    Управління у польоті на ділянці роботи двигунів першого ступеня здійснюється шляхом повороту камер згоряння двигуна РД-170 в тангенціальній площині за допомогою системи гідроприводів. На ділянці роботи двигунів другого ступеня керування здійснюється за допомогою рульових чотирьохкамерних двигунів з поворотними камерами згоряння. Сумарна тяга рульових двигунів 8 т.

     Залежно від розв'язуваних завдань ракета-носій проектувалася у двоступеневій і триступеневій варіаціях. Пізніше ракети цих варіантів отримали найменування «Зеніт-2» і «Зеніт-3», за американською індексацією — СЛ-16 (SL-16).

     Ракета-носій виконана за класичною схемою тандемною з поперечним поділом ступенів.

     Остаточний варіант ракети 11К77 був розроблений в обсязі ескізного проекту в грудні 1975 р. Постанова уряду про подальшу розробку цієї ракети була прийнята 16 березня 1976. Ця постанова передбачала розробку ракети таким чином, щоб перша ступінь могла бути використана в якості стартових блоків ракети Енергії.

     Управління у польоті на ділянці роботи двигунів першого ступеня здійснюється шляхом повороту камер згоряння двигуна РД-170 в тангенціальній площині за допомогою системи гідроприводів. На ділянці роботи двигунів другого ступеня керування здійснюється за допомогою рульових чотирьохкамерних двигунів з поворотними камерами згоряння. Сумарна тяга рульових двигунів 8 т.

      Льотні випробування почалися в 1985 р. Перший пуск ракети був призначений до завершення передстартових перевірок на 12 квітня. Відбулися дві спроби пуску, які закінчилися відбоєм в циклограмі підготовки пуску. Причини відбою були встановлені — вони не пов'язані з бортовими системами. Відбій давала «земля». Пуск перенесли на 13 квітня. 13 квітня пуск — аварійний: відмовила система керування витратою палива. Другий пуск — в червні цього ж року. У результаті відхилень у роботі рульових двигунів другого ступеня стався вибух у кінці активної ділянки. Тільки в жовтні був запущений перший супутник — «Космос-1697».

     Наступні пуски йшли задовільно. Були виведені на орбіту супутники з серії «Космос» — 1714, 1767, 1786, 1820, 1871, 1873, 1833, 1844, 1943, 1980, 2082, 2369, 2406, 2428.

     У 1988 р., в грудні, комплекс «Зеніт» з апаратом «Цілина-2» був прийнятий на озброєння.

     До жовтня 1990 було проведено 14 успішних запусків ракети 11К77 за програмою льотних випробувань комплексу, два запуски у складі ракети-носія «Енергія» в якості модулів першого ступеня — всього 8 модулів. Разом 22 ступені з двигуном РД-170 в польоті без істотних зауважень. Надійність системи в принципі підтверджена.

     Але 4 жовтня 1990 р. при плановому запуску з космодрому Байконур (майданчик 45) ракети-носія «Зеніт» на третій секунді польоту стався вибух двигуна першого ступеня. Ракета впала на пускову установку і вибухнула. Стартова пускова установка була серйозно пошкоджена.

     Причину невдалого п'ятнадцятого запуску досліджувала авторитетна міжвідомча комісія, через кілька місяців роботи прийшла до висновку, що відмова двигуна сталася внаслідок руйнування вузла гойдання газового тракту другої камери. Найбільш імовірною причиною загоряння стало попадання у внутрішню порожнину вузла гойдання ініціатора загоряння у вигляді речовини органічного походження з концентрованим виділенням тепла при згорянні більше 30 кілоджоулів. Попадання могло статися в процесі робіт з двигуном після вогневих контрольно-технологічних випробувань на стенді. Був рекомендований і реалізований комплекс організаційних і технічних заходів.

     Шістнадцятий пуск 27 липня 1991 не відбувся через незапуск двигуна першого ступеня, в результаті за кілька секунд до старту система управління припинила набір готовностей і повернулася в початковий стан. Місячний розбір привів до вирішення повернути цей екземпляр ракети на завод-виробник — в НВО «Південне».

     Сімнадцятий пуск був призначений на 30 серпня. Пуск відбувся. Перший ступінь відпрацював свій запрограмований польотний час. Однак на етапі запуску двигуна другого ступеня РД-120 стався вибух. Аварія призвела до втрати супутника військово-технічного призначення. Робота фахівців в комісії, привела до практично того ж висновку про чистоту трактів окислювача, але вже іншого двигуна.

     Ракета-носій «Зеніт» використовувалася для запусків космічних апаратів тільки радіотехнічної розвідки в основному на кругові орбіти висотою 850 км з нахилом в 71 кутових градусів. У перспективі намічалося замінити «Зенітом» носії «Союз», при запуску супутників на низькі орбіти, і «Циклон», при запусках на більш високі орбіти.

     Почалося будівництво стартового комплексу «Зеніт» в Плесецьку, з метою здійснення виведення космічних апаратів на приполярні орбіти.

     Аналізувалися варіанти підвищення енергетичних характеристик цієї ракети. За приблизними оцінками, приріст маси корисного вантажу складає 0,4 — 0,5% на один відсоток збільшення тяги двигуна першого ступеня.

     Це означає, що збільшення маси корисного вантажу на одну тонну спричинить збільшення тяги приблизно на 20%, що потребують суттєвої переробки двигуна. Реально можливий приріст маси — близько 350 кг — був за рахунок збільшення тяги двигуна на 5%.

     Одночасно збільшується швидкісний тиск. Збільшення заправки паливних баків першого ступеня дає приріст маси корисного вантажу до однієї тонни, при перезаправці на 10%. У цієї схемою ракети маса палива першого ступеня складає 318т, другого — 80,8 т. Більш високий приріст маси корисного вантажу можливий при переході на водневу другу ступінь для доставки великих мас на геостаціонарну орбіту, або при застосуванні водневого третього ступеня.

     Природно виникло прагнення збільшення закидуваного на орбіту вантажу за рахунок переміщення точки старту ближче до екватора, на плавучі засоби або на інші континенти.

     Велись перемовини про будівництво стартового майданчика в Австралії, однак ідея зазнала фіаско. Однак таким чином був даний старт ще більш грандіозному та амбіційному проекту «Морський старт».

 
Ракета-носій Зеніт – 2
Тип та місце пуску 

Наземний комплекс на

космодромі Байконур                  

Стартова маса, т   460  
Кількість ступенів   2  

Маса корисного навантаження, т

максимальна

мінімальна  

 

15.7

2.0

Точність виведення КА на кругову орбіту =200 км

висота орбіти, км

орбітальний період, с

нахилення, мін  


3.5

2.5

2.0  

Азимути пусків, град.   51-99  

Головний обтічник

діаметр, м

висота, м  

 

3,9

11,2/13,6/15,6

Період пускової підготовки, години   21  
Категорія: Ракета-носій "Зеніт" | Додав: salceson (18.06.2012)
Переглядів: 395 | Рейтинг: 0.0/0
Всього коментарів: 0
Форма входу

Пошук

Хмаринка тегів

Block title


Copyright MyCorp © 2016Безкоштовний конструктор сайтів - uCoz