Авиация

«ВПЕРЕД, НА МАРС!..»

17.08.2012

«ВПЕРЕД, НА МАРС!..»Этот лозунг был основой жизни и творчества одного из основоположников отечественной космонавтики — инженера Фридриха Артуровича Цандера, разработавшего в 20-х годах прошлого века один из первых проектов космического корабля для полета на Марс. Однако он был не только мечтателем — в начале 30-х годов принял активное участие в разработке первых отечественных жидкостных ракетных двигателей и ракет в знаменитой ГИРД.

 

Тайны красной планеты издавна не давали покоя ученым и исследователям космоса. Одной из таких тайн были спутники Марса — Фобос и Деймос, движущиеся по необычным орбитам. Характер их движения, по одной из фантастических гипотез, предполагал их искусственное происхождение. Помочь разгадать тайну происхождений одного из спутников Марса — Фобоса, должна была экспедиция двух автоматических станций — «Фобос-1» и «Фобос-2», созданных в НПО им. С.А.Лавочкина, осуществленная в СССР в 1988—1989 гг. Для запуска последней станции (12 августа 1988 г.) была использована самая мощная отечественная ракета-носитель «Протон», созданная в ОКБ-52 под руководством академика В.Н.Челомея, и разгонный ракетный блок ДМ № 1Л, разработанный в ЦКБЭМ (ныне РКК «Энергия»).

ОКБ-52, в настоящее время — КБ «Салют», входящее в Государственный космический научно-производственный центр (ГКНПЦ) им. М.В.Хруничева, имеет славную историю. Его основой стал коллектив авиационного КБ, которое возглавлял известный авиаконструктор В.М.Мясищев. Под его руководством были созданы и строились серийно стратегические бомбардировщики М-4(103М) и опытный М-50. Бюро базировалось на территории одного их самых больших авиационных заводов нашей страны, построенного в 1926 г. Здесь серийно выпускались первые цельнометаллические пассажирские самолеты. В конце 40-х годов КБ и завод перешли на разработку и производство ракетной техники. Эти работы возглавил Генеральный конструктор В.Н.Челомей. Под его руководством были созданы крылатые управляемые ракеты для Военно-воздушных сил и Военно-морского флота. В дальнейшем КБ передало на вооружение ракетных войск стратегического назначения межконтинентальную баллистическую ракету УР-100, которая долгие годы была основой отечественного ядерного потенциала. Ее позднейшие модификации стоят на боевом дежурстве и в настоящее время.

 

История ракеты-носителя (PH), ныне известной как «Протон», началась в 1961 г., когда ОКБ-52 было поручено создание ракеты-носителя тяжелого класса, предназначенного для доставки сверхмощных боезарядов. Новый носитель, получивший название УР-500, создавался двухступенчатым. Он должен был использовать высококипящие компоненты ракетного топлива — азотный тетроксид и несимметричный диметилгидразин. В дальнейшем предполагалось создать и трехступенчатый вариант, для использования в качестве космической PH.

 

Перед стартом на космодроме

Перед стартом на космодроме

Однако к началу разработки проекта отсутствовали двигатели с требуемой тягой, работающие на данных компонентах топлива. В это время в ОКБ-1, которым руководил С.П.Королев, создавалась PH Н-1, предназначенная для лунной программы. Для нее в КБ-456, под руководством В.П.Глушко, проектировался двигатель РД-253. Однако, по соображениям безопасности и недостаточно высокого удельного импульса, этот двигатель, использующий весьма ядовитые компоненты топлива, не был использован при создании Н-1, но по своим тяговым характеристикам вполне подходил для боевой ракеты УР-500.

Постановление Правительства о создании УР-500 вышло в конце апреля 1962 г. и поручало создать ракету за три года. В мае этого же года КБ окончательно приняло конструктивную схему носителя, которая предусматривала блочную компоновку 1-й ступени с параллельным расположением топливных баков. Такая конструкция обеспечивала транспортировку ракеты с завода-из-готовителя на стартовый комплекс по железной дороге. Это условие лимитировало длину ракетных блоков примерно 20 м и диаметр—4,1 м.

В 1964 г. было закончено строительство стартового комплекса на космодроме Байконур. На него установили полноразмерный макет УР-500, который продемонстрировали руководителям государства. Полным ходом шла подготовка к летным испытаниям.

Однако после смены руководства страны судьба УР-500 стала не ясной. По всей видимости, это было в основном обусловлено сменой военной концепции, не предусматривающей использования сверхмощных боезарядов. Стало очевидным скорое принятие решения о прекращении работ по «пятисотке». Однако в этот момент президент Академии наук СССР М.В.Келдыш, понимавший необходимость создания тяжелых PH для космических исследований, всемерно поддержал продолжение работ по УР-500. И благодаря его настойчивости ракету удалось отстоять, но не как боевую, а как космическую.

Были выделены средства для разработки трехступенчатого варианта PH, получившего название УР-500К, который предполагалось использовать в работах по лунной программе. Решающим моментом для продолжения работ стал первый пуск УР-500, состоявшийся 16 июля 1965 г., когда на орбиту был выведен тяжелый научно-исследова-тельский спутник «Протон». Его название впоследствии перешло к ракете.

Летные испытания двухступенчатого варианта закончились через год. В течение него были проведены три запуска и выведено на околоземную орбиту еще два искусственных спутника Земли (ИСЗ) массой по 12,2 т.

В 1968 г. запустили ИСЗ «Протон-4» массой 17 т. Это был первый пуск трехступенчатого варианта PH, получившего официальное название «Протон-К».

К трехступенчатому варианту перешли достаточно легко. Он заключался в следующем: на второй ступени увеличили объемы топливных баков, изменили конструкцию ферменного переходного отсека, соединяющего ее с 1-й ступенью; 3-я ступень была образована укорочением исходного варианта 2-й ступени, на ней был установлен один маршевый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) вместо четырех; управление 1-й и 2-й ступенями осуществлялось качанием маршевых двигателей, закрепленных на шарнирных подвесах, а 3-й ступени — отклонением дополнительного рулевого четырехкамерного ЖРД. Все маршевые двигатели ступеней были построены по самой совершенной схеме — с дожиганием генераторного газа. Это позволило получить весьма высокие характеристики для двигателей, работающих на высококипящих компонентах топлива. Три ступени были соединены последовательно, их конструкция выполнена в основном из алюминиевых сплавов. Разделение 1-й и 2-й ступеней происходило по «горячей» схеме, а 2-й и 3-й — по «полугорячей».

 

Так, в весьма сжатые сроки был создан носитель для выполнения первого этапа лунной программы (облет Луны). Однако сама PH не могла обеспечить выведение нужного полезного груза на траекторию полета к Луне. В сентябре 1965 г. С.П.Королев представил несколько разновидностей УР-500К для выполнения этой задачи. Был выбран варианте использованием 4-й ступени ракетного блокаД, который создавался для ракетно-космического комплекса Н1-ЛЗ, и упрощенного варианта корабля ЛЗ, имевшего название 7К-Л1. Этот проект назвали УР-500К-Л1. В его рамках с 10 марта 1967 г. по 20 октября 1970 г. провели 11 беспилотных запусков. По итогам летных испытаний было выдано отрицательное заключение по надежности комплекса УР-500-Л1. Программа была прекращена, тем более что в июле 1969 г. американские астронавты уже побывали на Луне.

Однако четырехступенчатый вариант ракеты-носителя оказался весьма удачным для запусков космических аппаратов (КА) к планетам солнечной системы. Это были космические станции нового поколения: «Луна-14,15...24», «Марс-2...7», «Венера-9... 16», «Фобос-1», «Фобос-2» и другие. С их помощью были решены важные научно-технические задачи по исследованию планет солнечной системы. Кроме того, этот вариант PH оказался единственным национальным средством выведения на геостационарную орбиту ИСЗ типа «Радуга», «Экран» и «Горизонт», обеспечивающих услуги связи и ретрансляцию телевизионных программ. Одновременно трехступенчатый вариант использовался для выведения на орбиту всех космических станций (начиная с «Салюта-1» и заканчивая станцией «Мир»), а также транспортных кораблей снабжения.

В настоящее время «Протон-К» используется для запуска блоков международной космической станции и коммерческих коммуникационных ИСЗ. Он является одним из самых надежных носителей в своем классе. Всего за период с начала испытаний по апрель 1998 г. произведен 251 запуск (в трехступенчатом варианте — 28, в четырехступенчатом — 223). Из них аварийными, из-за отказов носителя, были только 19.

 

Ракета-носитель «Протон-К»

 

Ракета-носитель «Протон-К»

Ракета-носитель «Протон-К»:

1 — головной обтекатель; 2 — антенна; 3 — цилиндрический переходник блока Д; 4 — конический переходник блока Д; 5 — приборный отсек 3-й ступени PH; 6 — телеметрическая антенна PH; 7 — топливный отсек 3-й ступени PH; 8 —- хвостовой отсек 3-й ступени; 9 — тормозные РДТТ 3-й ступени; 10 — переходный отсек; 11 — тормозные РДТТ 2-й ступени; 12 — топливный отсек 2-й ступени; 13 — юбка; 14 — двигательная установка 2-й ступени (РД-0210 и РД-0211); 15 — ферма 2-й ступени; 16 — экран; 17 — ферма 1-й ступени; 18 — верхнее днище центрального блока 1-й ступени; 19 — проставка; 20 — передний отсек бокового блока; 21 — бак окислителя; 22 — бак горючего; 23 — хвостовой отсек центрального блока; 24 — лонжероны и плиты; 25 — стартовая опора; 26 — хвостовой отсек бокового блока; 27 — двигатель РД-253; 28 — стяжка; 29 — автостык; 30—двигатель РД-0214; 31 — гаргрот головного блока; 32 — гаргрот горючего; 33 — гаргрот окислителя; 34 — обтекатель;
I — заклепочный шов (заклепки с потайной головкой); II — сварочный шов; III — заклепочный шов (заклепки с полусферической головкой); IV — стыковочный узел


Первая ступень PH У Р-500К состоит из центрального блока (ЦБ) и расположенных симметрично вокруг него шести навесных блоков. Центральный блок включает в себя переходный отсек, бак окислителя и хвостовой отсек. В свою очередь, переходный отсек состоит из фермы и проставки. Ферма соединяет 1-ю ступень со 2-й и обеспечивает свободный выход газов при запуске двигателей 2-й ступени. Она образована стальным шпангоутом швеллерного сечения и крестовинами, закрепленными на нем болтами. Каждая крестовина выполнена в виде двух двутавровых подкосов. Нижние концы крестовин соединены болтами с верхним шпангоутом проставки, имеющей клепаную конструкцию. Своим нижним шпангоутом она фланцевым стыком крепится к баку окислителя.

Бак окислителя — сварной, несущей конструкции. Он состоит из цилиндрической обечайки, усиленной шпангоутами, и двух сферических днищ. Внутри него смонтированы шесть продольных демпфирующих перегородок для гашения колебаний окислителя, датчики систем синхронного опорожнения баков (СОБ) и контроля заправки (СКЗ). К верхнему днищу крепятся распылитель газов наддува бака и дренажно-предохранительный клапан. Кроме того, в баке имеется люк-лаз для доступа внутрь при изготовлении и монтаже систем. Снаружи днище закрыто теплозащитным экраном из пенопласта и стеклотекстолита. На нижнем днище имеются фланцы для крепления расходных трубопроводов (идущих к каждому двигателю), магистралей заправки и слива окислителя.

Хвостовой отсек — конической формы, клепаной конструкции. Он состоит из шпангоутов и обшивки, которая снаружи подкреплена продольными стрингерами. Кроме того, на ней расположено 12 продольных лонжеронов, воспринимающих тягу двигателей и нагрузки от стартовых опор. Лонжероны попарно соединены плитами, в каждой из которых имеются отверстия под заправочные и дренажные горловины. На нижних торцах плит расположены стартовые опоры для установки и закрепления ракеты на пусковом устройстве. Внутри отсека находится арматура для монтажа трубопроводов, а на его нижнем торце, закрытом теплозащитным экраном, смонтирован автостык. Через него осуществляется автоматическая стыковка заправочных коммуникаций, пневмо- и электроразъемов всех ступеней к стартовому комплексу. При запуске, после расстыковки соединения ходом ракеты, автостык закрывается специальными крышками. Трубопроводы пневмогидравлической системы и кабельная сеть проложены снаружи ЦБ и закрыты тремя гаргротами: в третьей плоскости управления расположен гаргрот головного блока, слева — гаргрот окислителя, а с правой стороны — горючего.

Боковые блоки (ББ) одинаковы по конструкции и каждый из них состоит из переднего отсека, бака горючего и хвостового отсека, в котором закреплен двигатель. Передний отсек, клепаной конструкции, имеет коническую форму и служит аэродинамическим обтекателем ББ. В нем имеются люки для монтажа и обслуживания оборудования. Верхняя часть отсека сделана съемной. Снаружи он покрыт теплоизоляционным материалам. Бак горючего сварной, состоит из гладкой цилиндрической обечайки секционного типа, усиленной шпангоутами, и двух сферических днищ. Внутри него установлены датчики СОБ и СКЗ и четыре продольные демпфирующие перегородки. Хвостовой отсек — клепаной конструкции. Его корпус образуют шпангоуты, набор стрингеров, две плиты, служащие базой для стальных траверс крепления двигателя, и обшивки. Снаружи отсек закрыт теплозащитным экраном, предохраняющим коммуникации и агрегаты двигателя от нагрева при его работе.

Боковые блоки крепятся к центральному в пяти поясах. Два нижних имеют неподвижные соединения, остальные подвижны. Один из них представляет собой болтовое соединение крайней траверсы подвески двигателя с двумя лонжеронами хвостового отсека ЦБ. Второй пояс находится в верхней части хвостового отсека ББ. Он образован 12 узлами, состоящими из проушин на хвостовом отсеке ЦБ клыков хвостового отсека ББ. Клыки входят в проушины снизу (по направлению тяги двигателя) и фиксируются болтами. К каждому клыку усилие тяги двигателя передается от траверс его подвески через соответствующую плиту, а проушины крепятся к мощному силовому шпангоуту хвостового отсека ЦБ.

 

Остальные пояса имеют соединение типа «шип-паз», допускающего продольное перемещение, и тяги, фиксирующие ББ в радиальном направлении. Они воспринимают боковые усилия. Два таких пояса скрепляют баки горючего и бак окислителя, а третий — соединяет верхнюю часть переднего отсека ББ с верхним шпангоутом бака окислителя. Между ББ в зоне хвостовых отсеков расположены обтекатели, предназначенные для уменьшения аэродинамического воздействия на двигатели при их отклонении.

Двигательная установка 1-й ступени состоит из шести автономных маршевых ЖРД РД-253, разработанных в НПО «Энергомаш». Для управления вектором тяги двигатели подвешены на подшипниках траверс в районе критического сечения и могут отклоняться до 7,5 градуса при помощи гидропривода. У земли тяга двигателя — 150 т, удельный импульс — 280 с, давление в камере сгорания — 150 атм.

Вторая ступень цилиндрической формы. Она состоит из переходного, топливного и хвостового отсеков. Переходный отсек — клепаной конструкции, соединяет 2-ю ступень с 3-й. Его корпус образован шпангоутами, набором стрингеров и обшивкой. В верхней части корпуса сделаны четыре канала для отвода газов при запуске рулевого двигателя 3-й ступени, а в нижней — расположены шесть тормозных ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) разведения ступеней, закрытые обтекателями.

Топливный отсек представляет собой единый блок баков горючего и окислителя, разделенных промежуточным днищем. Обечайка бака горючего гладкая, сварена из трех секций, а обечайка бака окислителя состоит из четырех секций вафельной конструкции, изготовленных механическим фрезерованием. Все днища сферической формы, приварены к обечайкам встык с помощью шпангоутов. Внутри бака горючего проходит расходный трубопровод окислителя, а внутри обоих баков установлены датчики систем СОБ и СКЗ.

Хвостовой отсек состоит из корпуса (юбки), силового конуса и защитного экрана. Юбка состыкована из двух частей — верхней и нижней. Верхняя — клепаной конструкции состоит из набора стрингеров, шпангоутов и обшивки. Нижняя часть представляет собой ферму, аналогичную по конструкции ферме переходного отсека 1-й ступени, с одним отличием — нет кольцевого шпангоута. Крестовины нижней части юбки соединены со шпангоутом фермы 1-й ступени центрирующими штырями и разрывными болтами. Силовой конус клепаной конструкции служит для крепления двигательной фермы и передачи усилия тяги маршевых ЖРД к топливному отсеку. Конус состоит из обшивки, шпангоутов и стрингеров, расположенных снаружи обшивки.

Двигательную установку 2-й ступени образуют четыре однотипных и автономных ЖРД: три РД-0210 и один РД0211. Они разработаны в воронежском КБХА под руководством С. А.Косберга. Для управления полетом, как и на 1-й ступени, они могут отклоняться при помощи гидропривода до 15 градусов. Тяга каждого ЖРД составляет 58 т, удельный импульс 326 с. По наружной поверхности 2-й ступени проложены, закрытые тремя гаргротами, пневмогидравлические коммуникации и кабельные сети. Их назначение и расположение аналогично гаргротам 1-й ступени. Двигатели 2-й ступени запускаются раньше начала выключения двигателей 1-й ступени. Как только их тяга превысит остаточную тягу двигателей 2-й ступени, происходит разрыв пироболтов, соединяющих фермы ступеней, а реактивные струи из двигателей 2-й ступени тормозят и отталкивают 1-ю ступень.

Третья ступень цилиндрической формы. Она состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Приборный отсек клепаной конструкции образован шпангоутами, набором стрингеров и обшивкой. В нем смонтированы приборы систем управления, стабилизации и прицеливания. Доступ к ним через люки.

Топливный отсек конструктивно подобен аналогичному отсеку 2-й ступени. Разница заключается в том, что его бак окислителя не имеет обечайки. Он образован средним и нижним днишами, соединенными сваркой по шпангоутам, что придает ему чечевицеобразную форму. Обечайка бака горючего сварена из двух секций вафельной конструкции. Нижнее днище имеет коническую форму и воспринимает усилие тяги закрепленного на нем ЖРД. В верхней части бака окислителя установлена горизонтально демпфирующая перегородка, а внутри бака горючего проходит установленный наклонно расходный трубопровод окислителя. В обоих баках смонтированы датчики уровней СОБ и СКЗ.

Хвостовой отсек — клепаной конструкции служит для размещения четырехкамерного рулевого двигателя и крепления четырех тормозных РДТТ. Его корпус состоит из обшивки, двух стыковочных шпангоутов и набора стрингеров. К хвостовому отсеку с помощью центрирующих штырей и разрывных болтов стыкуется 2-я ступень. Пневмо- и гидравлические коммуникации ступени проходят в трех гаргротах, аналогично 1-й и 2-й ступеням.

Двигательная установка (ДУ) 3-й ступени состоит из маршевого ЖРД РД-0212 и рулевого двигателя РД-0214. Маршевый ЖРД является модификацией ЖРД 2-й ступени. Четыре камеры рулевого ЖРД могут отклоняться электроприводом до 45 градусов, обеспечивая управление и стабилизацию полета. Разделение 2-й и 3-й ступеней происходит за счет тяги рулевого двигателя 3-й ступени, запускаемого до выключения маршевого ЖРД 2-й ступени и торможения ее расположенными на ней РДТТ. В конце активного участка маршевый ЖРД 3-й ступени выключается и работает только рулевой двигатель. Такой принцип позволяет более точно обеспечить достижение требуемой конечной скорости. Отделение полезного груза осуществляется после выключения рулевого ЖРД и последующего включения четырех тормозных РДТТ.

Если PH используется в трехступенчатом варианте, то полезный груз крепится к ней через переходный отсек. Он состыкован с верхним шпангоутом приборного отсека 3-й ступени при помоши центрирующих штырей и пироболтов, при подрыве которых происходит отделение полезного груза.

Головной блок (состоит из разгонного блока Д, полезного груза и соответствующего головного обтекателя) при использовании че-тырехступенчатого варианта крепится через цилиндрический и конический переходники разгонного блока. Конический переходник с помощью центрирующих штырей и болтов соединяется с верхним шпангоутом приборного отсека 3-й ступени. Отделение разгонного блока от 3-й ступени происходит по стыку цилиндрического и конического переходников разгонного блока. При этом конический переходник остается вместе с 3-й ступенью. Головной обтекатель сбрасывается в начальный период работы 2-й ступени.

 

Ракета-носитель «Протон-К»

Ракета-носитель «Протон-К»

Основой конструкции разгонного блока Д и его модификации ДМ, которая отличается наличием автономной системы управления, служит межбаковый отсек конической формы, расположенный большим основанием вверх. На нем находится опорный шпангоут, служащий для монтажа головного обтекателя, полезной нагрузки, фермы, через которую крепится приборный отсек автономной системы управления (у блока ДМ) и сам блок к цилиндрическому переходнику. В отсеке установлен сферический бак окислителя (жидкий кислород), а в нижней части — ферма, к которой крепится торовый бак горючего (керосин). Маршевый ЖРД РД-58М (тягой 0,86 т) смонтирован на карданном подвесе во внутреннем ярусе фермы, в центральном отверстии тора бака горючего. Такая компоновка позволила сократить длину блока и управлять полетом по курсу и тангажу отклонением двигателя, а по крену специальным поворотным соплом, использующим выхлоп турбонасосного агрегата. Также в состав блока входит устройство многократного запуска, обеспечивающего до семи включений ЖРД.

В настоящее время в ГКНПЦ им. М.В.Хруничева ведутся работы по модернизации PH «Протон-К». Модернизированный носитель получил название «Протон-М». На нем предполагается довести массу полезного груза, выводимого на базовую орбиту до 22 т, а на геостационарную — до 3 т. Это достигается форсированием всех маршевых ЖРД и установкой более совершенной системы управления. Также разрабатываются новый разгонный блок «Фрегат» и головные обтекатели диаметром 5 м для КА больших размеров.

В.МИНАКОВ, инженер

Литература

1. «Новости космонавтики». № 10, 1998, стр.27.

2. Паутницкий Ю.В. и др. Отечественные ракеты-носители. —СПб., Изд. центр ГМТУ, 1996.

3. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Короле-ва. Под ред. Ю.П.Семенова. — Изд-во РКК «Энергия», 1996.

4. С.П.Королев и его дело. Свет и тени в истории космонавтики (Избранные труды и документы). Под ред. Б.В.Раушенбаха. — М., «Наука», 1998.

5. Уманский С.П. Ракеты-носители. Космодромы. — М., «Рестарт Плюс», 2001.

6. Филин В.М. и др. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П.Королева. — Изд-во РКК «Энергия», 1994.





Рекомендуем почитать
  • РЕАКТИВНЫЙ ПЕРВЕНЕЦ

    РЕАКТИВНЫЙ ПЕРВЕНЕЦИСТРЕБИТЕЛЬ F-80 SHOOTING STAR. История создания истребителя F-80 началась в конце весны 1943 года на авиабазе Райт Филд, где главный конструктор фирмы Локхид (Lockheed) Даниель Русс (Daniel Russ) встретился с представителями командования ВВС США. Итогом встречи стало официальное письмо, в котором фирме предлагалось разработать реактивный истребитель под английский двигатель Н.1В «Гоблин» фирмы Де Хевилланд (De Havilland.) Такие двигатели планировалось производить на производственной базе американской фирмы Аллис Чалмерс (Allis Chalmers). Последняя долгое время пыталась разработать свой двигатель, но 1943 году она бросила бесплодные попытки и приобрела лицензию на постройку Н.1В.

Добавить комментарий

Защитный код
Обновить

ПОДПИСЫВАЙТЕСЬ VK FB


Нашли ошибку? Выделите слово и нажмите Ctrl+Enter.