«ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ Учебное пособие 2012 2 СОДЕРЖАНИЕ ВВЕДЕНИЕ РАЗДЕЛ 1. ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМАХ. 1 СТРУКТУРА КОСМИЧЕСКОЙ ...»

Фдоров Алексей Владимирович

ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ

КОМПЛЕКСОВ

Учебное пособие

2012

2

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

РАЗДЕЛ 1. ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ

КОМПЛЕКСОВ

ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМАХ.

1

СТРУКТУРА КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ И КОСМИЧЕСКОГО

КОМПЛЕКСА

1.1 Структура космической системы

1.2 Космические системы связи

1.3 Космические навигационные системы

1.4 Космические метеорологические системы

1.5 Космические системы предупреждения о ракетном нападении................. 1.6 Космические системы наблюдения

НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО

КОМПЛЕКСА

2.1 Космический комплекс: назначение и состав основных частей................. 2.2 Ракетно-космический комплекс: состав и назначение основных элементов

РАЗДЕЛ 2. ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ, РАЗГОННЫХ

БЛОКОВ И КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ

3.1 Общие сведения о ракетах-носителях

3.2 Двигатели ракет-носителей

3.3 Условия функционирования ракеты-носителя

3.4 Конструкция корпуса ракеты-носителя

3.5 Бортовые системы ракеты-носителя

3.5.1 Исполнительные органы системы управления ракеты-носителя............. 3.5.2 Системы разделения ракеты-носителя

3.5.3 Пневмогидравлические системы ракеты-носителя

3.6 Разгонные блоки

КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ

4.1 Общие сведения о космических аппаратах. Тенденции изменения конструкции современных космических аппаратов

4.2 Принципы построения конструктивно-компоновочных схем и устройство космических аппаратов

4.3 Условия функционирования космических аппаратов КА

4.3.1 Нагружение космических аппаратов

4.3.2 Разреженность среды (космический вакуум)

4.3.3 Метеорные потоки и космический мусор

4.3.4 Невесомость

4.3.5 Космическая радиация (излучение) и тепловые потоки

ТЕХНИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ..

5.1 Конструкционные материалы ракетно-космической техники.................. 5.2 Теплозащитные материалы

РАЗДЕЛ 3. ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО

ОБОРУДОВАНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ........

ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ТЕХНОЛОГИЧЕСКОМ ОБОРУДОВАНИИ

РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА

6.1 Основные сведения о космодромах

6.2 Основные сведения о позиционном районе ракетно-космического комплекса

6.3 Общие сведения о технологическом оборудовании ракетно-космических комплексов

6.4 Понятие обобщнного технологического процесса. Содержание и последовательность технологических операций с РКН на ТК и СК........ 6.4.1 Содержание основных работ, проводимых с ракетно-космической техникой на техническом комплексе

6.4.2 Содержание основных работ, проводимых с ракетно-космической техникой на стартовом комплексе

НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ОБОРУДОВАНИЯ

ТЕХНИЧЕСКОГО И СТАРТОВОГО КОМПЛЕКСОВ

7.1 Назначение и состав технологического оборудования технического комплекса

7.2 Назначение и состав технологического оборудования стартового комплекса

7.3 Особенности заправки космических аппаратов и ракет-носителей.

Назначение и состав технологического оборудования заправочной станции космических аппаратов и ракет-носителей

7.3.1 Особенности заправки КА и РБ

7.3.2 Назначение и тактико-технические характеристики заправочной станции

7.3.3 Состав и назначение технологического оборудования заправочной станции

РАЗДЕЛ 4. ОСНОВЫ ПРОИЗВОДСТВА И ЭКСПЛУАТАЦИИ РАКЕТНОКОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ

РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА КАК ОБЪЕКТ

ПРОИЗВОДСТВА И ЭКСПЛУАТАЦИИ

8.1 Особенности ракетно-космической техники как объекта эксплуатации. 8.1.1 Особенности наземной эксплуатации космических средств

8.1.2 Функциональные особенности РКК

8.1.3 Особенности производства подготовки и пуска РКН

8.1.4 Краткая характеристика ракет-носителей как объекта эксплуатации 8.1.5 Особенности космических аппаратов как объектов эксплуатации....... 8.1.6 Свойства компонентов ракетного топлива и сжатых газов их влияния на эксплуатацию РКТ

8.2 Особенности ракетно-космической техники как объекта производства.

РОЛЬ И МЕСТО КОНТРОЛЯ КАЧЕСТВА ПРОИЗВОДСТВА И

ЭКСПЛУАТАЦИИ ИЗДЕЛИЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ

9.1 Понятие об эксплуатационном качестве. Классификация эксплуатационных свойств КСр и их характеристик

9.2 Контроль качества производства ракетно-космической техники............. 9.3 Актуальные проблемы неразрушающего контроля качества производства ракетно-космической техники

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ВВЕДЕНИЕ

Создание ракетно-космической техники явилось одним из выдающихся научно-технических достижений ХХ века, позволившим начать исследование, освоение и практическое использование космического пространства. Наше Отечество является пионером в области освоения космического пространства – мы впервые осуществили запуск искусственного спутника Земли, полет человека в космос, открыв эру освоения космического пространства.

Достижения отечественных учных в данной области получили всемирное признание.

В настоящее время нет ни одной области деятельности человека, в которой не использовались бы космические технологии.

Появление космических технологий обусловлено возможностью использования космических средств, создание которых связано с развитием многих отраслей науки и техники, использованием практически всех достижений научно-технического прогресса, значительными затратами материальных, финансовых, временных и людских ресурсов.

С помощью космических средств были получены следующие важные результаты в различных отраслях человеческой деятельности:

- расширение возможностей телефонной связи и информационных технологий;

- обеспечение телевизионной связи между континентами;

- глобальный метеорологический контроль с помощью спутников, что позволило резко повысить точность прогнозов погоды;

- улучшение навигации судов и самолетов;

- поиск и обнаружение морских, воздушных и наземных объектов, терпящих бедствие;

- глобальный и местный экологический контроль (мониторинг) поверхности суши и океанов;

- обеспечение геодезии, картографии, разведка полезных ископаемых, обнаружение пожаров и других природных катастроф и др.

Решение конкретных задач освоения и использования космического пространства достигается в процессе эксплуатации космических систем или космических комплексов соответствующего назначения. В общем случае космическая система является высшим уровнем функционального объединения космических средств, предназначенных для решения задач в космосе и из космоса, и включает в себя все орбитальные и наземные составляющие, необходимые для получения требуемого целевого результата потребителями.

По разнообразию решаемых задач, а также количественному составу используемых при этом космических средств особое место в структуре космического комплекса занимает ракетно-космический комплекс (РКК), предназначенного для обеспечения решения задач наземной эксплуатации ракет-носителей, космических аппаратов и разгонных блоков. Одной из ключевых задач РКК является подготовка ракеты космического назначения к пуску и вывод КА на заданную орбиту.

Учебное пособие представляет собой попытку рассмотреть основы устройства и эксплуатации РКК, их назначение, состав, задачи, общие сведения об устройстве и особенностях эксплуатации его составных частей, а также роль и место контроля качества изделий ракетно-космической техники при производстве и эксплуатации.

Учебное пособие «Основы устройства ракетно-космических комплексов»

предназначено для подготовки магистров по направлению подготовки «Ракетные комплексы и космонавтика» по направлению подготовки 160400. «Контроль качества изделий ракетно-космических комплексов» и может быть использовано в рамках учебного процесса по дисциплине «Основы устройства ракетно-космических комплексов», а также может быть полезно аспирантам и преподавателям, занимающимся научно-исследовательской работой в данной предметной области.

В результате изучения предлагаемой дисциплины «Основы устройства ракетно-космических комплексов» магистры должны основы построения РКК различного целевого назначения и их составных частей, основы устройства изделий РКТ, как объектов контроля при их производстве и эксплуатации, и основные принципы функционирования ракетно-космических комплексов различного целевого назначения;

анализировать современное состояние изделий РКТ и процессов контроля качества изделий ракетно-космических комплексов, анализировать контролепригодность изделий ракетно-космических комплексов при их производстве и эксплуатации; обосновывать применимости новых методов контроля качества изделий РКК с учтом особенностей их построения и технологии подготовки подготовка ракеты космического назначения к пуску и вывод КА на заданную орбиту.

В информационном и логическом планах дисциплина развивает дисциплины общенаучного и профессионального циклов, и служит информационной и методологической основой при изучении специальных дисциплин учебного плана подготовки магистров, а также методологической основой подготовки и написания магистерской диссертации.

РАЗДЕЛ 1. ОСНОВЫ ПОСТРОЕНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ

КОМПЛЕКСОВ

1 ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМАХ.

СТРУКТУРА КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ И КОСМИЧЕСКОГО

КОМПЛЕКСА

Решение конкретных задач освоения и использования космического пространства достигается в процессе эксплуатации космических систем или космических комплексов соответствующего назначения. В общем случае космическая система является высшим уровнем функционального объединения космических средств, предназначенных для решения задач в космосе и из космоса, и включает в себя все орбитальные и наземные составляющие, необходимые для получения требуемого целевого результата потребителями.

Структура космической системы Для решения социально-экономических задач созданы и эксплуатируются КС связи, навигации, геодезии, метеорологии и др., для обеспечения обороны страны – КС связи и боевого управления, разведки, предупреждения о ракетном нападении и др.

Любая КС (рисунок 1.1) включает в себя космические средства, которые можно разделить на две группы [12, 30]:

Рисунок 1.1 – Структура космической системы функционирование и восполнение ОГ КА, объединенные термином «космический комплекс»;

технические средства потребителя космической информации, объединенные термином «специальный комплекс космической системы (СпК)».

В общем случае в состав КС может входить несколько КК. Состав, назначение и функции КК будут рассмотрены в п. 1.2.

В состав СпК входят технические средства и сооружения с размещенной в них аппаратурой, предназначенной для приема специальной информации с КА, ее регистрации, обработки, хранения и передачи потребителям. Средства СпК размещены в соответствующих центрах приема и обработки информации федеральных органов РФ, главных штабов видов Вооруженных сил и других потребителей.

Схема функционирования КС представлена на рисунке 1.2.

Подготовленная на техническом и стартовом комплексах РКН выводит КА на заданную орбиту. Все данные о работе бортовой аппаратуры РН поступают в измерительный комплекс космодрома для последующего анализа. Информация о функционировании бортовых систем КА поступает на командноизмерительные комплексы (КИК) и далее в Центр управления полетом, который выдает необходимые команды в систему управления КА. Специальная (целевая) информация поступает в СпК. Если КА имеет в своем составе возвращаемые элементы (спускаемый аппарат, спускаемые капсулы), то их поиском, обслуживанием и доставкой потребителю занимается комплекс посадки и обслуживания (КПО), входящий в состав КК.

ОГ КА входит в состав КС не непосредственно, а как составная часть космического комплекса. Однако качество функционирования КС во многом зависит от структуры орбитальной группировки.

Рассмотрим структуру ОГ КА на примере космической системы навигации и связи «ГЛОНАСС», состоящей из 24 КА, размещенных по 8 КА в трех фазовых плоскостях, которые отличаются друг от друга долготой восходящего узла орбиты [27]. В каждой фазовой плоскости КА располагаются на круговой орбите, элементы которой имеют следующие характеристики:

наклонение 650; высота 19 100 км; период обращения 11 часов 15 минут. Такое построение позволяет для непрерывного решения целевых задач поочередно использовать КА, которые находятся в различных фазовых плоскостях.

Таким образом, если первая фазовая плоскость имеет долготу восходящего узла 1 = 00, то вторая и третья плоскости будут иметь долготу восходящего узла 2 = 1200 и 3 = 2400 соответственно. Поэтому время пусков РКН для вывода КА в различные фазовые плоскости должно отличаться на часов (24ч / 3 = 8ч), например 00.00.00, 8.00.00 и 16.00.00 декретного московского времени (ДМВ). Для обеспечения заданной точности выведения КА (абсолютная погрешность долготы восходящего узла фазовых плоскостей составляет, как правило, не более 10) задержка пуска РКН (так называемое стартовое окно) не должна превышать 4 минут (24·60·1/360 = 4 мин).

КА в фазовой плоскости должны размещаться на равноудаленных друг от друга расстояниях. Если предположить, что имеется возможность запустить все 8 КА одной фазовой плоскости в течение суток, то запуски КА должны осуществляться через 1 час 24 минуты 22,5 секунды (11 ч 15 мин / 8 = 1 ч мин 22,5 с). Таким образом, если первый КА запустить в 00.00 ДМВ, то последний, Рисунок 1.2 – Схема функционирования космической системы восьмой, должен быть запущен в 9 час 50 мин 37,5 с ДМВ (1 ч 24 мин 22,5с (8ч 50 мин 37,5 с).

Формирование ОГ КА происходит следующим образом. Блок, состоящий из трех КА, выводится одной РН «Протон» в точку нахождения 2-го КА.

Поэтому время пуска РН – 1 час 24 мин 22,5 с ДМВ. Затем 1-й и 3-й КА с помощью корректирующей двигательной установки разводятся в соседние точки.

Для продолжения формирования данной фазовой плоскости очередной блок из трех КА может быть запущен только через сутки (или любое целое число суток) и должен быть выведен в точку 5-го КА (время пуска РН – в 5 час 37 мин 52,5 с ДМВ). Затем 4-й и 6-й КА разводятся в соседние точки.

На практике создание орбитальной группировки полного состава из КА занимает длительный период, исчисляемый годами. Построение и наращивание группировки КА проводится сразу во всех фазовых плоскостях.

Это обусловлено тем, что, имея группировку из 12 КА (по 4 в каждой фазовой плоскости), можно до 18 часов в сутки использовать систему «ГЛОНАСС» по целевому назначению.

Теперь кратко рассмотрим особенности некоторых наиболее широко используемых КС [16, 27].

Космические системы связи Для современной эпохи характерен стремительный рост информации во всех сферах деятельности человека. Помимо развития традиционных средств передачи информации (телефонии, телеграфии, радиовещания) возникла потребность в создании новых ее видов – телевидения, обмена данными в автоматических системах управления и ЭВМ, передачи матриц для печатания газет и др.

Глобальный характер хозяйственных проблем и научных исследований, широкая межгосударственная интеграция и кооперация в производстве, торговле, научно-исследовательской деятельности, расширение обмена в области культуры привели к значительному росту международных и межконтинентальных связей, включая обмен телевизионными программами.

Сооружение дальних наземных и подводных кабельных линий требует огромных затрат всех видов ресурсов. Значительно большей пропускной способностью, дальностью действия, возможностью перестройки для различных видов связи располагает радиосвязь. Однако радиолинии обладают определенными недостатками, затрудняющими во многих случаях их применение. Новые пути преодоления свойственных дальней радиосвязи недостатков открыли запуски КА на орбиты искусственных спутников Земли и создание на их основе космической системы связи.

Космическая система связи (КСС) предназначена для обеспечения всех видов дальней связи (междугородней, международной, межконтинентальной), радио- и телевещания, передачи информации в сети Internet и др. КСС называют еще спутниковой системой связи.

Практика подтвердила, что использование КА для связи, в особенности дальней международной и межконтинентальной, телевидения и телеуправления, при передаче больших объемов информации позволяет устранить многие затруднения, свойственные традиционной радиосвязи. При этом возможно использование пассивной или активной ретрансляции [12, 30].

Для организации радиосвязи в УКВ-диапазоне на достаточно большой территории необходимо создание большого количества промежуточных ретрансляторов. Так как КА можно наблюдать одновременно из нескольких пунктов, между которыми должна быть установлена связь, то он и может быть использован для ретрансляции радиосигнала. Наиболее простое решение – использование КА в качестве объекта, отражающего направленные на него радиоволны. Такой принцип лежит в основе метода пассивной ретрансляции (рисунок 1.3).

Рисунок 1.3 – Схема связи с помощью космического аппарата связи А, Б – передающий и приемный пункты, работающие на частоте f1; А1, Б1 – передающий и Сеанс связи возможен только тогда, когда КА связи находится в зоне одновременной видимости передатчика и приемника, а их антенны ориентированы на КА. Сигнал частотой f1 от передатчика А передается в направлении КА. Бортовая аппаратура КА принимает сигнал, усиливает его и ретранслирует на частоте f1 по направлению на приемник Б, который обеспечивает прием сигнала, его усиление и использование.

Несмотря на очевидную простоту, дешевизну и определенные технические достоинства такой КСС (возможность одновременной работы большого числа корреспондентов, зависимость качества связи только от отражательной способности КА), она имеет серьезные недостатки. В частности, для поддержания устойчивой связи требуется большая мощность передающих и высокая чувствительность приемных наземных устройств. Но даже при выполнении этих условий радиолинии работают недостаточно устойчиво, с большими помехами. Кроме того, срок активного существования таких КА вследствие изменения их формы и ухудшения отражательных свойств оказался небольшим. Поэтому принцип пассивного отражения не нашел дальнейшего развития в космических системах связи.

Утвердился и получил широкое распространение принцип использования КА связи с активной ретрансляцией. В этом случае система связи работает следующим образом (рисунок 1.4).

Рисунок 1.4 – Схема связи с помощью космического аппарата связи ЗСВ1 – зона совместной видимости КА связи пунктами А и Б при высоте орбиты Н1;

ЗСВ2 – зона совместной видимости КА связи пунктами А и Б при высоте орбиты Н2;

f1 – частота передачи до ретрансляции; f2 – частота передачи после ретрансляции Станция I, находящаяся в пункте А, через соответствующие промежуточные наземные системы (антенны) посылает сигналы частотой f1 в направлении А-С на КА связи, находящийся в зоне видимости пунктов А и Б.

На КА эти сигналы принимаются, усиливаются и ретранслируются, но уже на частоте f2 в направлении С-Б. На пункте Б полученные сигналы обрабатываются и по наземным каналам связи посылаются на станцию II.

Необходимость приема и передачи ретранслятором КА больших потоков информации на частоте f1 приводит к необходимости наличия широкополосного приемного устройства, в которое наряду с полезным сигналом проникают и помехи. Усиленные и переданные на частоте f2 помехи ухудшают качество связи. Поэтому современные ретрансляторы оснащаются устройствами обработки (фильтрами), очищающими полезный сигнал от помех.

Принцип космической связи с активной ретрансляцией предполагает установку на КА соответствующих антенн, приемных и передающих устройств, а также источников питания. Это позволяет существенно уменьшить мощность передающих и чувствительность приемных наземных устройств.

Одним из ключевых является вопрос о параметрах орбит КА. Для организации глобальной непрерывной связи в нашей стране, расположенной в северном полушарии, целесообразно для размещения КА использовать высокоэллиптические орбиты с периодом обращения 12 часов. Один КА, уходя в апогей и возвращаясь в перигей, может обеспечить взаимную видимость наших западных и дальневосточных территорий в течение 8 часов. Для обеспечения непрерывности связи в систему КА на высокоэллиптических орбитах включают четыре КА, так как по технологии управления один час затрачивается на проверку состояния КА путем телеметрирования, включение ретранслятора и «втягивание» его в режим при входе в зону видимости, а также на телеметрирование и выключение при выходе из зоны видимости.

В определенных диапазонах радиоволн потребности в организации связи не обеспечиваются пропускной способностью каналов (стволов) одного КА (спутника-ретранслятора). В связи с этим возникла необходимость увеличения количества КА в ОГ и разделения для них зон обслуживания. Оказалось, что самое большое количество абонентов находятся в полосе 40° - 60° северной и южной широт и для этих целей наиболее удобна организация связи с использованием КА, размещенных на геостационарных орбитах (рисунок 1.5). Обозначенные на рисунке точки соответствуют положению КА на орбите в течение суток.

Рисунок 1.5 – Орбитальное положение КА связи на высокоэллиптических и Охарактеризуем КА, входящие в КСС [27]. Четыре КА типа «Молния»

(рисунок 1.6) на высокоэллиптической орбите и четыре КА типа «Горизонт»

(рисунок 1.7) или «Экран» (рисунок 1.8) на геостационарной орбите обеспечивают (с резервом) организацию глобальной связи в северном полушарии, а в южном – до широты 60°.

КА связи «Молния» оснащены аппаратурой двух видов: служебной (сервисной) и специальной. К служебной бортовой аппаратуре относятся системы, приборы и агрегаты общего назначения, обеспечивающие работоспособность космического аппарата, контроль его состояния и управление им в полете независимо от характера выполняемых задач.

Рисунок 1.6 – Космический аппарат связи «Молния-2»

Рисунок 1.7 – Космический аппарат связи «Горизонт»

Рисунок 1.8 – Космический аппарат связи «Экран»

Состав и назначение служебной бортовой аппаратуры, которая, как правило, одинакова для большинства КА, будет рассмотрен в п.1.5.

В состав специальной бортовой аппаратуры на КА «Молния» входят:

антенны приема и передачи сигналов Земля – борт – Земля и связанные с их работой системы слежения и привода антенных устройств. На КА имеются две параболические антенны складной сеточной конструкции, раскрывающиеся после выхода КА на орбиту. В течение всего полета антенны ориентируются на центр Земли;

ретранслятор, состоящий из приемных, преобразующих и усилительных устройств. На спутнике установлены три ретранслятора:

основной и два резервных, заменяющих в случае необходимости основной.

Контроль положения КА в пространстве, измерение параметров движения, определение параметров орбиты и ее корректировка, прогнозирование движения КА, проверка состояния и правильности функционирования бортовых систем и их диагностика, контроль расходования энергоресурсов КА и соблюдение установленного температурного режима, выдача на борт КА текущих программ и разовых команд, контроль их прохождения и исполнения, а также некоторые другие управленческие функции выполняются службами и средствами наземного комплекса управления.

КА типа «Экран», использование которых был начато в 1976 г., размещаются на геостационарной орбите и предназначены для обеспечения телевидения и радиовещания в отдаленных регионах. Так, зона обслуживания КА «Экран» с точкой стояния 90° в.д., простирается от Новосибирска до Якутска. При этом обеспечивается прямой прием сигналов с КА на небольшие коллективные антенны упрощенного типа, устанавливаемые непосредственно на крышах домов. При монтаже они ориентируются на геостационарный КА с точностью 1-3°.

Отметим, что «стояние» КА «Экран» над заданным районом обслуживания должно обеспечиваться с высокой точностью: порядка 0,5о-1о по широте и долготе. При необходимости орбита корректируется с помощью бортовых микродвигателей управления. Также высокие требования предъявляются к системам ориентации: отклонение КА от установленного направления не должно превышать 0,1о. Современная космическая техника обеспечивать такую точность. Ошибки в ориентации бортовых антенн заметно уменьшают зону обслуживания. Так, при ошибке их ориентации на 1о зона телевизионного обслуживания составит лишь около 60 % максимально возможной величины.

Для обеспечения высокого качества сигнала на современных КА связи используются остронаправленные бортовые антенны с шириной луча от 17° (глобальный охват) до 2о-4°.

С 1967 году на базе КСС «Молния» в нашей стране эксплуатируется космическая телевизионная сеть «Орбита» (рисунок 1.9).

Телевизионные сигналы из телецентра в Москве по наземным каналам связи передаются на одну из наземных станций КСС «Молния» и через его антенну излучаются на КА «Молния». Здесь они принимаются и ретранслируются сразу на все приемные станции сети «Орбита», находящиеся в данное время в зоне видимости КА. Принятые от КА станцией «Орбита»

телевизионные сигналы по широкополосным кабельным линиям направляются на местные телецентры, которые с помощью своих передатчиков и телевизионных антенн ретранслируют телевизионную программу на телеприемники региона.

Рисунок 1.9 – Схема телевизионных передач с помощью КА «Молния»

А – телецентр центрального телевидения; Б – наземный канал связи; В – пункт связи наземного комплекса «Молния»; Г – КА связи «Молния»; Д – приемная станция сети «Орбита»; Е – местные телецентры и зоны их действия Станции сети «Орбита» размещаются в круглых железобетонных зданиях, крыши которых служат фундаментом для высокоэффективных параболических антенн с диаметром зеркала 12 м. Сравнительно небольшая величина зеркала, легкость и простота конструкции антенны обусловлены достаточно высокой мощностью передатчика КА «Молния».

Допустимый диапазон скорости движения наземной антенны «Орбита»

обеспечивает уверенное сопровождение ею КА при любых высотах и азимутах его положения относительно станции.

высокоэллиптической орбите с параметрами: наклонение i = 65 ; высота перигея Нп = 400 км, высота апогея На = 40000 км, период обращения Т = 12 ч, способен обеспечить одновременную видимость КА в западных и восточных районах территории РФ в течение 8 часов.

Большую роль в управлении войсками играют КСС военного назначения.

Так, их использование в оперативном звене «объединение - соединение»

обеспечивает увеличение дальности связи до 10 000 км и скорости передачи информации до 1500 бит/с.

Использование КСС позволило совершить качественный скачок в организации связи. Так, мобильная связь, еще недавно казавшаяся такой экзотической, прочно вошла в жизнь и стала доступной миллионам людей в течение буквально одного десятилетия. Развитие КСС будет направлено на дальнейшее обеспечение глобальной устойчивой и непрерывной связи абонентов различного уровня, увеличения пропускной способности сетей связи и организации многоуровневых телекоммуникационных пространств.

Космические навигационные системы На Земле, морских путях и в околоземном пространстве непрерывно увеличивается число управляемых объектов, постоянно нуждающихся в навигационном обеспечении – точном определении их местоположения, курса и скорости движения. Современный уровень и в особенности перспективы развития транспорта характеризуются значительным расширением зон коммуникаций и возрастанием скорости транспортных средств: освоены сверхзвуковые скорости в гражданской авиации, значительно повысились скорости морских и океанских лайнеров, международные авиалинии пересекают обширные пространства, охватывающие весь земной шар. Арктика и Антарктика, проникновение к центру которых еще недавно было актом героизма и мужества, стали рядовым полем транспортных магистралей. С возрастанием объема, оперативности и значимости транспортных задач повышаются требования к качеству навигационному обеспечению. Многие объекты требуют весьма частых навигационных определений с высокой точностью в любой момент времени независимо от метеоусловий. Высокие скорости подвижных объектов вызывают необходимость навигационных определений за ограниченное время, а зачастую и в реальном масштабе времени.

Поэтому к современному навигационному обеспечению предъявляются высокие требования, основными из которых являются [16, 27]:

глобальность, т.е. возможность выполнения навигационных определений в любой точке земного шара или околоземного пространства в любое время суток независимо от состояния погоды;

оперативность, т.е. возможность выполнения навигационных определений за время, исчисляемое минутами и даже секундами, (в идеале – в реальном масштабе времени);

точность навигационных определений.

В основе любых методов навигационного обеспечения различных объектов лежат измерения их местоположения относительно каких-либо ориентиров с известными координатами.

В традиционных методах астронавигации в качестве ориентиров используются Солнце, Луна и звезды; в методах наземной радионавигации – радиомаяки с фиксированными известными координатами; в магнитных методах – полюса Земли.

В качестве таких ориентиров могут быть использованы и искусственные космические тела, например, космические аппараты, находящиеся на орбитах искусственных спутников Земли, если их координаты будут известны объектам, местоположение и скорость которых требуется определить.

Обеспечить выполнение перечисленных требований по глобальности, оперативности и точности за счет развития только традиционных методов навигации в полной мере невозможно. Это обусловлено тем, что многие из них зависят от метеоусловий, а использование радиомаяков не позволяет охватить все требуемые территории.

Системы, в которых в качестве ориентиров выбраны КА, находящиеся на орбитах искусственных спутников Земли, называются космическими навигационными системами (КНС). Они предназначены для определения навигационных параметров (координат местоположения и составляющих вектора скорости) подвижных объектов (КА, самолета, корабля, мобильного ракетного комплекса и т.п.) и передачи этих параметров потребителю. КНС отличаются рядом особенностей, позволяющих значительно повысить эффективность навигационного обеспечения. Навигационные определения здесь ведутся по измерениям параметров радиосигналов, излучаемых КА. При этом можно использовать УКВ-диапазон, в котором могут применяться наиболее точные измерительные устройства, обеспечивающие высокие точности измерения дальности и скорости изменения этой дальности относительно КА.

Глобальность КНС может быть достигнута путем включения в систему достаточного количества навигационных КА, обеспечивающих возможность их непрерывного наблюдения в любой точке околоземного пространства.

Повышение оперативности достигается за счет возможности одновременного наблюдения нескольких КА.

В состав КНС входят следующие составляющие (рисунок 1.10):

- КК, включающий ОГ КА и средства наземного комплекса управления (НКУ);

- специальные средства на объектах, нуждающихся в навигационном определении, предназначенные для приема необходимой информации с КА, проведения измерений навигационных параметров и вычисления местоположения и скорости движения этого объекта.

Наземные станции НКУ проводят измерения навигационных параметров КА. По линиям связи эти измерения передаются в вычислительный центр, где на основе их обработки определяются и прогнозируются параметры орбит и различные поправки (например, величины ухода шкал времени бортовых часов КА и др.).

Параметры орбит на каждый прогнозируемый момент времени, которые принято называть эфемеридами КА, и различные поправки по каналам связи передаются на станцию передачи команд. Станция с определенной периодичностью передает их на КА, где они записываются в блоке памяти. На каждый навигационный КА передается своя эфемеридная информация, так как параметры орбит различных КА и уход бортовых часов будут различными.

1 – измерительные средства НАКУ; 2 – станции передачи эфемеридной информации;

3 – вычислительный центр; 4 – потребители; Д – дальность; Д – радиальная скорость Каждый навигационный КА непрерывно излучает радиосигналы и передает эфемеридную информацию в реальном масштабе времени.

Потребитель с помощью радиотехнических средств принимает эфемериды, сигналы времени и одновременно измеряет навигационные параметры КА (одного или нескольких). Вычислительное устройство потребителя обрабатывает полученную информацию, рассчитывает его местоположение (а если требуется, то и скорость его движения) и вводит поправки к данным инерциальной или других традиционных систем навигации, если КНС используется в комплексе с ними.

Точность определения места потребителя и его скорости зависит от погрешностей определения эфемерид, точности бортовых часов, геометрических факторов, характеризующих взаимное расположение КА, и, наконец, от погрешностей измерения навигационных параметров потребителем.

Так, для системы навигации ГЛОНАСС, описание которой дано в пункте 1.1, в [27] приведены следующие технические характеристики [27]:

точность определения координат подвижного объекта – 100 м;

точность определения координат неподвижного объекта – 10 м;

точность определения составляющих вектора скорости потребителя точность привязки эфемеридного времени к всемирному – 5 мс;

время первого навигационного определения – 1-3 мин, последующих определений – 1-10 с.

Космические навигационные системы будут развиваться в направлении создания на качественно новом уровне в интересах решения широкого круга задач навигации подвижных объектов, высокоточной привязки при строительстве, геологических изысканиях, при проведении кадастровых работ, контроля за перевозкой ценных грузов, проведении аварийноспасательных работ и т.д. Навигационное обеспечение будет приобретать индивидуальный характер. Все более широкое распространение получают средства, позволяющие объединить цифровые карты с высокоточной привязкой текущего положения движущихся и неподвижных объектов, определяемого с помощью КНС, со средствами передачи собственных координатных сигналов. В перспективе КНС прочно войдут и в повседневную жизнь.

Космические метеорологические системы Информацию об окружающей среде предоставляют наземные федеральная и ведомственные метеосети, в состав которых входят авиационные, корабельные, аэростатные метеосредства, автоматические гидрометеорологические станции (океанские, морские, речные, наземные) и космические метеорологические системы (КМС).

Наземная гидрометеорологическая сеть состоит из нескольких тысяч метеорологических и гидрологических станций и постов. Многие из них расположены в труднодоступных районах. Для составления долгосрочных и достаточно точных метеопрогнозов информации от наземной метеорологической сети явно недостаточно. Во многом это обусловлено тем, что 71% поверхности Земли составляют океаны и моря, а на остальных 29% поверхности имеются огромные районы (горы, пустыни, джунгли и т. д.), где метеостанции редки или их вообще нет. Это существенно снижает качество прогноза погоды.

Сеть международного обмена гидрологической информацией также недостаточна развита.

Получение метеорологической информации с помощью авиационных, корабельных и аэростатных метеосредств производится пока эпизодически и только по отдельным маршрутам.

Успешное развитие космической техники способствовало созданию КМС, позволяющих существенно повысить возможности получения гидрометеорологической информации по сравнению с традиционными средствами и улучшить качество прогнозирования.

КМС предназначена для решения следующих задач [16, 27]:

- получение снимков облачных полей земного шара, осуществление контроля за зарождением и развитием атмосферных процессов (циклоны, ураганы и т.п.), распознавание теплых и холодных воздушных масс;

- получение распределения температуры и скорости атмосферного воздуха по вертикали;

- изучение радиационного баланса системы «земля-атмосфера»;

- сбор информации от автоматических метеорологических станций, расположенных в труднодоступных районах Земли и акватории Мирового океана, и от шаров-зондов с последующей передачей этой информации на соответствующие пункты приема или метеоцентры;

- ретрансляция обработанной информации из метеорологических центров потребителям;

- обеспечение метеорологической информацией командований видов ВС РФ.

Структура типовой космической метеорологической системы представлена на рисунке 1.11.

Орбитальная группировка чаще всего состоит из 3 КА на геостационарной орбите, обеспечивающих обзор 90% земной поверхности, и 1КА на приполярных орбитах с высотами в апогее 700-2000 км.

Наземные командно-приемные станции КМС подают команды на передачу информации с КА, принимают ее и передают в метеоцентр.

Рисунок 1.11 – Структура космической метеорологической системы 1 – метеорологические КА; 2 – шары-зонды; 3 – автоматические гидрометеорологические станции; 4 – станции непосредственного приема информации; 5 – местные метеоцентры; 6 – потребители метеоинформации; – станции траекторных измерений; 8, 9 – командно-приемные станции; 10 – метеоцентр; 11 – контроль орбит и программирование; 12 – обработка данных;

13 – анализ и прогноз погоды; 14 – местный анализ и прогноз; 15 – планетный анализ и прогноз Станции траекторных измерений НКУ ведут радиоконтроль и прогнозирование орбит, посылая результаты расчетов в метеоцентр, где по ним разрабатываются программы для командно-приемных станций. Метеоцентр по данным командно-приемных станций, станций траекторных измерений и наземных метеостанций готовит планетарный анализ и прогноз погоды.

Региональные и местные метеоцентры составляют местный анализ и прогноз погоды, используя данные с КА и от метеоцентра.

Схема отечественной КМС «Метеор» представлена на рисунке 1.12. Она функционирует как неотъемлемая составляющая Всемирной службы погоды. В состав ОГ входят 2-3 КА «Метеор», находящиеся на приполярной орбите, близкой к круговой, со следующими параметрами: наклонение орбиты i = 82,5о;

высота орбиты h =1200-1300 км. Информация с космических аппаратов «Метеор» передается по глобальным системам радиосвязи всем странамучастникам Всемирной метеорологической организации. Время активного существования КА – 2 года.

Космические аппараты серии «Метеор» (рисунок 1.13) оперативно собирают и передают потребителям глобальную гидрометеорологическую информацию, данные о радиационной обстановке в околоземном космическом пространстве и о состоянии озоносферы. Эта информация является основой для составления долгосрочных прогнозов различных погодных явлений и позволяет предотвращать материальный ущерб вследствие плохих погодных условий на сумму порядка одного миллиарда рублей ежегодно.

Рисунок 1.12 – Схема метеорологической системы «Метеор»

Рисунок 1.13 – Метеорологический КА «Метеор»

КА «Метеор» обеспечивает решение следующих задач:

получение в видимом и инфракрасном (ИК) диапазоне изображений облачности, поверхности Земли, ледяного и снежного покровов, а также данных для определения температуры морской поверхности при безоблачной атмосфере и радиационной температуры подстилающей поверхности;

получение спектрометрических данных для определения вертикального профиля температуры, вертикального распределения концентрации озона и его общего содержания в атмосфере;

проведение радиационных измерений на высоте полета КА;

накопление и передача по программе или по командам в Главный центр приема и обработки данных и Региональные центры приема и обработки данных в режиме воспроизведения и непосредственной передачи научной информации;

непрерывная передача на пункты приема информации локальных изображений облачности и поверхности Земли в видимом и ИК диапазонах спектра в режиме непосредственной передачи информации, включение и функционирование на любом витке всей аппаратуры в соответствии с программой работы.

Передача локальных изображений облачности и поверхности Земли в видимом и ИК диапазонах с КА на пункты приема метеорологической информации осуществляется в режиме реального времени.

Телевизионные и инфракрасные снимки позволяют выявить особенности структуры полей облачности, недоступные наблюдениям с наземной сети станций, и делать выводы не только о положении, но и об эволюции соответствующих синоптических объектов и воздушных масс. Использование этой информации позволяет получать достоверный прогноз на период до суток.

На борту КА установлена и актинометрическая аппаратура, предназначенная для измерения радиационных потоков, уходящих от Земли.

Перспективы развития КМС связаны с повышением качества прогноза погоды, доведения длительности достоверного прогнозирования до 10 суток и более, сокращением ущерба от опасных погодных явлений, таких как тайфуны, ураганы, штормы за счет повышения точности, с которой определяются районы действия этих явлений, и параметры, характеризующие их возникновение и развитие.

Космические системы предупреждения о ракетном нападении Создание систем предупреждения о ракетном нападении (СПРН) было обусловлено, прежде всего, необходимостью обнаружения пусков баллистических ракет (носителей ядерного оружия), нацеленных на территорию страны. Это позволяло высшему военно-политическому руководству страны своевременно получать информацию о начале применения ракетно-ядерного оружия противником.

Основные задачи, решаемые СПРН в нашей стране и в США, в целом схожи [6, 7, 15, 27]:

раннее обнаружение пусков баллистических ракет с территории вероятного противника и районов патрулирования подводных лодок.

оценка координат стартов баллистических ракет и определение возможных районов падения головных частей.

наблюдение за полигонными испытаниями и учебными пусками баллистических ракет, а также слежение за запусками космических объектов.

контроль ядерных ударов по объектам вероятного противника в военное время.

разведка испытаний ядерного оружия в атмосфере в мирное время.

Космические аппараты, входящие в состав отечественной системы раннего предупреждения о ракетном нападении, функционируют на высокоэллиптических и геостационарных орбитах. ОГ КА может состоять из 4КА на геостационарной или высокоэллиптических орбитах.

СПРН постоянно находится в режиме боевого дежурства и держит под контролем основные ракетоопасные районы Земного шара. Над каждым из таких районов (территория США, Европы, районы Тихого и Атлантического океанов) находится 1-2 КА. Информация с КА, находящихся над восточным полушарием, поступает на пункт приема информации, а также на мобильные станции приема. С других КА – ретранслируется на территорию России через КА КСС.

КА обеспечивают практически непрерывный контроль территории глобально по долготе и по широте примерно 80 0 ю.ш. – 800 с.ш. Время, необходимое для обнаружения пуска баллистических ракет, не превышает 1, мин, а через 2-3 мин информация о пуске поступает потребителю. Специальная аппаратура, установленная на КА, позволяет определить координаты старта баллистической ракеты с максимальной ошибкой 20 км, а места падения головных частей – с максимальной ошибкой около 100 км.

Основные направления совершенствования СПРН связаны с повышением достоверности контроля ракетоопасных районов, оперативности доставки информации потребителям, точности определения координат места старта и мест падения головных частей.

Космические системы наблюдения Особенности ведения войн и вооруженных конфликтов в конце 20-го и начале 21-го столетий показали, что роль и масштабы использования космических средств при решении задач военного противостояния постоянно возрастают. Об этом свидетельствует и участие более 130 государств в космической деятельности. 35 из них работают над программами по использованию космических средств в военных целях, а 17 имеют собственные космические программы.

Первоочередными задачами, для решения которых начали использоваться космические средства в интересах обороны, были задачи фото- и радиотехнической разведки, для чего создавались космические системы разведки (КСР). В дальнейшем, по мере расширения задач и возможностей КА их стали называть космическими системами наблюдения (КСН).

Классификация КА наблюдения приведена на рисунке 1.14.

Помимо разведки и целеуказания КСР решают задачи контроля договоров о сокращении вооружений, обеспечения космической информацией всех звеньев управления войсками, наблюдения за районами локальных войн и крупных учений и др.

КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ НАБЛЮДЕНИЯ

фотографической телевизионной оптико-электронной Рисунок 1.14 – Классификация космических аппаратов наблюдения Рассмотрим некоторые виды современных КСР.

Системы радио- и радиотехнической разведки предназначены для детального радио- и радиотехнического наблюдения в интересах министерства обороны. Они решают следующие задачи:

определение местоположения, основных характеристик и особенностей функционирования радиоэлектронных средств (РЭС) вероятного противника;

постоянный контроль за режимами функционирования РЭС наблюдения за воздушным и космическим пространством, центров связи и управления войсками, а также за изменениями общей радиоэлектронной обстановки на театрах военных действий;

перехват телеметрической информации при проведении испытаний баллистических ракет вероятного противника.

В Российской Федерации для выполнения этих задач создана единая система радиотехнического наблюдения. Основным способом боевого применения системы является заблаговременное развертывание и поддержание непрерывного функционирования установленного в мирное и военное время состава ОГ КА на орбитах с параметрами: наклонение i = 82,50; максимальная (минимальная) высота Hmax = 680 км (Hmin = 648 км); период обращения Т =97, мин. Гарантийный срок активного существования КА составляет 12 месяцев.

Система осуществляет прием и анализ сигналов от активных источников излучения, т.е. сигналов средств радиосвязи и пеленгации, на частотах до МГц. При зоне обзора 400 специальная аппаратура КА обеспечивает точность привязки РЭС на местности до 3-5 м. При этом время обработки информации бортовыми средствами составляет 180 с, что обеспечивает высокую оперативность.

Системы оптической и оптико-электронной разведки предназначены для оптико-электронного наблюдения за деятельностью вооруженных сил вероятного противника. Они решают следующие задачи:

систематическое наблюдение за состоянием и характером функционирования стратегических объектов;

уточнение результатов планово-периодической разведки стратегических объектов и территорий;

контроль местоположения и деятельности подвижных объектов стратегических ударных сил;

оперативное уточнение данных об обстановке в районах локальных конфликтов и кризисных ситуаций;

разведка районов маневров войск вероятного противника;

систематическое наблюдение за дислокацией и перемещением войск и военной техники;

контроль применения ядерного оружия по территориям и объектам противника.

Для обнаружения, опознания, дешифрирования и описания различных стратегических объектов аппаратура оптической и оптико-электронной разведки должна иметь достаточно высокую разрешающую способность.

Некоторые характеристики приведены в табл. 1.1 [16, 27].

Из анализа таблицы следует, что аппаратура с разрешающей способностью 3–5 м позволит провести обнаружение всех объектов. Для дешифрирования и описания потребуется аппаратура с разрешающей способностью порядка 0,5 м.

Таблица 1.1 - Потребная разрешающая способность аппаратуры оптической и оптико-электронной разведки, м воинских частей воздушных баз ракеты земля», зенитные установки поверхности высадки морского десанта Орбитальная группировка КС оптико-электронной разведки состоит из 2КА на низких приполярных орбитах (наклонение i = 90-1000; высоты перигея Нп = 300 км и апогея На = 1000 км), орбитальная группировка КС радиолокационной разведки – из 2-4 КА на круговых орбитах (наклонение i = 60-700; высота Н = 700-800 км).

Современные наземные средства систем космической разведки способны обрабатывать и представлять информацию командирам воинских формирований до батальона (дивизиона) включительно от всех видов космической разведки, кроме фоторазведки, в течение интервала времени от до 60 минут.

Анализ военных операций США и их союзников в Персидском заливе и Ираке в 1990–1991, 1998 и 2003 годах, на Балканах в 1998 году и Афганистане в 2002 году позволяет сделать вывод о том, что космическим информационным системам (разведки, связи, навигационного, топогеодезического и метеорологического обеспечения) принадлежит ведущая роль в боевом обеспечении действий войск. События в Персидском заливе в 1991 году (операция «Буря в пустыне») стали первым опытом применения космических средств во всех фазах операции. До 90 % информации о вооруженных формированиях Ирака поступало в войска объединенной коалиции от космических систем различного назначения. В ходе боевых действий была задействована ОГ в составе 90 КА. Основные задачи, возложенные на органы управления космического командования в районе конфликта, были связаны с разведкой, обеспечением связи, навигационном, топогеодезическом и метеорологическим обеспечением, оценкой результатов поражения объектов противника. Наиболее значительную роль сыграли средства космической разведки США. К началу боевых действий в состав ОГ КА разведки входило КА, из которых 4 – видовой (оптической и радиолокационной), а остальные – радио- и радиотехнической разведки. Применение космической разведки позволило вскрыть практически все объекты сухопутных войск, систему базирования Военно-воздушных сил, ракетных частей, а также объекты военноэкономического потенциала.

Военные действия на Балканах (1998 г.) и в Ираке (2003 г.) сопровождались использованием США и их союзниками уже порядка 120 КА различного назначения. Космические системы связи использовались всеми звеньями управления, включая батальон (дивизион), отдельный стратегический бомбардировщик, самолет-разведчик, самолет дальнего радиолокационного обнаружения АВАКС, боевой корабль. В зоне конфликта было развернуто более 500 станций космической системы связи. Кроме того, использовалась международная космическая система связи «Интелсат».

Метеорологические системы обеспечивали получение снимков земной поверхности с разрешением около 600 м и изучение состояния атмосферы для составления краткосрочных и среднесрочных прогнозов погоды в районе военных действий, что позволяло составлять плановые таблицы полетов и оперативно их корректировать.

Коалиционные силы широко применяли навигационное поле, созданное космической навигационной системой «Навстар». Использование системами управления крылатых ракет навигационной информации от КНС обеспечивало снижение кругового вероятного отклонения со 150 м до 15 м, т.е. точность повысилась в 10 раз.

Опыт применения отечественных космических информационных систем в ходе контртеррористической операции в Чечне также подтвердил важность космического обеспечения боевых действий войск.

В последние годы, особенно в период конфликтов, в нашей стране и в США создавались интегрированные межвидовые системы разведки и оружия.

Концепция совместного и взаимоувязанного по времени и пространству применения авиационных средств разведки и поражения, космических средств разведки, интегрированных в единую систему, является качественно новым этапом в развитии высокоточных систем разведки и поражения.

Интеграция информационных КСр с системами оружия, использование гражданских КА для решения военных задач и наоборот (КА двойного назначения), ориентация на создание малых и сверхмалых КА, высокоманевренных средств их выведения находят все большее применение при организации и ведении вооруженной борьбы.

Одна из ключевых задач, решение которой должны обеспечивать современные КСр военного назначения – информационная поддержка из космоса действий вооруженных сил. Это предполагает следующие два направления развития КС [16].

Первое направление – это создание КСр с высокими оперативнотактическими характеристиками (точность, разрешающая способность, производительность, живучесть и др.).

Второе направление – доведение космической информации до низших звеньев управления, а в перспективе – до каждого солдата.

Технической основой первого направления является совершенствование ключевой составляющей космической системы – космического комплекса.

Рассмотрим кратко назначение и состав КК.

2 НАЗНАЧЕНИЕ И СОСТАВ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО

КОМПЛЕКСА

Космический комплекс: назначение и состав основных частей Космический комплекс представляет собой совокупность функционально взаимосвязанных орбитальных и наземных технических средств, предназначенных для решения задач в космосе и из космоса в составе космической системы.

КК предназначен для решения следующих задач [11, 12, 30]:

1) подготовка и запуск КА на заданную орбиту;

2) прием КА на управление на основании телеметрической информации о соответствии параметров орбиты заданным значениям и состоянии бортовых систем КА;

3) ввод КА в летную эксплуатацию и снятие КА с эксплуатации;

4) управление орбитальным полетом КА, контроль состояния и оценка качества функционирования бортовых систем КА в полете;

5) выполнение целевых задач в космосе и подготовка информации для доставки потребителю;

6) обнаружение и обслуживание возвращаемых с орбиты элементов КА, а также отделяемых частей РН;

7) поддержание ОГ КА в требуемом составе.

Как было отмечено выше, КК является неотъемлемой частью КС.

Структура космического комплекса представлена на рисунке 2.1.

ОГ КА РКК НКУ

Рисунок 2.1 – Структура космического комплекса В состав КК входят элементы (составляющие), которые позволяют решать указанные выше задачи. Важнейшей составляющей космического комплекса является ОГ КА – совокупность КА, функционирующих на орбите и предназначенных для решения поставленных задач в рамках КК. В состав ОГ могут входить один или несколько КА.

Как правило, название КА, входящего в состав КК, присваивается и самому КК. Например, КА «Комета» и КК «Комета».

Управление орбитальным полетом КА (или орбитального блока (ОБ), в состав которого входят КА и РБ), проведение сеансов связи с КА, прогнозирование мест приземления спускаемых аппаратов и капсул осуществляется наземным комплексом управления. НКУ различных КК входят в состав наземного автоматизированного комплекса управления (НАКУ). Таким образом, НАКУ осуществляет управление всеми космическими аппаратами (военного, исследовательского и социально-экономического назначения) на всех этапах полета. НАКУ включает в себя мобильные и стационарные средства обмена с космическими аппаратами команднопрограммной, телеметрической и траекторной информацией, средства связи, а также средства автоматизированного сбора и обработки информации с необходимым математическим и информационным обеспечением. Средства НАКУ размещаются на Центральном командном пункте, центральных пунктах управления различными типами КА, баллистическом центре, центре обработки телеинформации и командно-измерительных комплексах. Для управления полетом пилотируемых космических кораблей в состав НАКУ введен Центр управления полетом.

Основой управления полетом любого КА является полетное задание, которое определяет порядок и последовательность функционирования бортовых систем КА, с учетом возникающих потребностей его оперативного изменения. Можно выделить три группы задач управления полетом КА:

1) коррекция орбиты на основании поступающей траекторной информации;

2) осуществление маневров КА в соответствии с полетным заданием;

3) контроль функционирования бортовых систем КА на основе телеметрической информации.

Поиском, обнаружением, обеспечением посадки и послеполетным обслуживанием возвращаемых с орбиты объектов (спускаемых аппаратов (СА), капсул, ступеней многоразовых РН, разгонных блоков и т.д.) и их доставкой потребителям занимается комплекс посадки и обслуживания. Следует отметить, что КПО входит в состав не всех КК, а только тех, для которых предусмотрено наличие возвращаемых с орбиты элементов.

Основными задачами КПО являются:

поиск и обнаружение возвращаемых объектов;

вскрытие СА, извлечение из них контейнеров, капсул, блоков и других объектов с носителями информации;

послеполетное обслуживание возвращаемых элементов;

высадка экипажа из СА космического корабля и оказание ему первой помощи (в случае необходимости);

погрузка СА на транспортное средство и транспортирование к месту назначения.

В состав КПО входят специально оборудованные самолеты, вертолеты и другие транспортные средства, средства наблюдения в видимом и инфракрасном диапазонах и радиотехническая аппаратура приема и передачи информации.

Эксплуатацию технических средств КПО осуществляет персонал специальных поисковых частей и подразделений космодромов.

Ракетно-космический комплекс обеспечивает решение задач наземной эксплуатации РН, КА, РБ, из которых ключевой является подготовка РКН к пуску и вывод КА на заданную орбиту. По количественному составу КСр, входящих в его состав, и по разнообразию решаемых задач, РКК занимает особое место в структуре космического комплекса.

Состав и назначение основных элементов РКК следует рассмотреть подробнее, так как именно они составляют основу объектов космической структуры космодрома.

2.2 Ракетно-космический комплекс: состав и назначение основных элементов Ракетно-космический комплекс предназначен для подготовки РН, КА, РБ к применению по назначению и вывода КА (ОБ) на околоземную орбиту.

Анализ выполняемых РКК функций показывает, что все они могут быть разделены на две группы [11, 18, 30]:

1) приведение бортовых систем РН, КА, РБ в состояние, позволяющее провести пуск РКН в установленное время, вывести КА на заданную орбиту и обеспечить функционирование КА в полете;

2) проверка технического состояния бортовых систем РН, КА, РБ и устранение обнаруженных неисправностей.

Технология всех проводимых при функционировании РКК работ определяется конструкцией КСр. Объем и длительность процесса подготовки РН, КА, РБ, степень автоматизации работ и обработки их результатов характеризуют эксплуатационное совершенство КСр. При функционировании РКК решаются следующие задачи:

транспортирование РН, КА, РБ и комплектующих элементов с предприятия-изготовителя или арсенала на космодром;

хранение РН, КА, РБ и комплектующих элементов;

подготовка РН, КА, РБ на техническом комплексе и сборка РКН;

транспортирование РКН на стартовый комплекс;

подготовка РКН к пуску на стартовом комплексе, заправка РН (и В состав РКК входят ракета космического назначения (при ее наземной эксплуатации), технический, стартовый комплексы, а также комплекс средств измерений, сбора и обработки информации и комплекс падения отделяемых частей РКН (КПОЧ).

Ракетно-космические комплексы являются универсальными и входят в состав различных космических комплексов. Технический облик РКК определяется ракетой-носителем. Название ракеты-носителя дает название и самому РКК. Например, РН «Протон» и РКК «Протон».

Структура РКК представлена на рисунке 2.2.

КСИСО предназначен для обеспечения контроля параметров РКН и ее составных частей при подготовке на ТК и СК, а также при полете РКН на участке выведения, обработки, документирования и распределения информации между потребителями. Основными функциями КСИСО являются:

привязка измерений к единой шкале времени;

автоматизированный сбор, обработка, отображение и документирование информации о параметрах систем РКН на ТК и СК;

внешние траекторные измерения на активном участке полета РКН на участке выведения) с помощью радиолокационных станций;

прием радиосигналов от системы телеметрических измерений РКН;

РКН ТК СК КСИСО КПОЧ

ТК РН ТК КА ТК РБ ТК КГЧ ТК РКН

Рисунок 2.2 – Структура ракетно-космического комплекса контроль состояния и оценка качества функционирования бортовых систем РКН в полете;

прием сигнала об отделении КА от последней ступени РН или разгонного блока;

прогнозирование мест падения отделяемых частей РН в районах Оборудование КСИСО размещено на техническом и стартовом комплексах, вычислительном центре космодрома, а также в сооружениях измерительных пунктов (ИП), которые расположены вблизи стартовых комплексов и вдоль трассы полета РКН. Необходимое их количество и расположение определяется условиями непрерывного контроля полета РКН и получения информации на протяжении всего участка выведения вплоть до отделения КА (ОБ) от РН. В ряде случаев функции ИП может выполнять КИК, если трасса полета РН проходит в зоне его видимости. Измерительные пункты и вычислительный центр образуют измерительный комплекс космодрома (ИКК).

Типовой ИП состоит из командного пункта, аппаратуры системы единого времени, средств траекторных и телеметрических измерений, средств связи с экипажами пилотируемых КА, электронных средств предварительной обработки информации и др. Измерительные пункты по каналам связи передают информацию в вычислительный центр, в котором производится ее обработка.

КПОЧ РКН предназначен для поиска отделяемых от РКН элементов (створок головного обтекателя, отработавших ступеней РН, переходников и т.д.), обследования мест их падения, сбора и утилизации, а также ликвидации последствий заражения местности компонентами ракетного топлива, оставшимися в баках ступеней.

Выведение КА на околоземные орбиты с использованием многоступенчатых РН требует отчуждения под районы падения отделяемых частей РКН достаточно больших участков местности, расположенных вдоль трассы полета РКН. В качестве районов падения используются, как правило, территории с низкой интенсивностью хозяйственной деятельности. Эти участки в форме эллипсов или многоугольников занимают значительные площади на территориях России, Казахстана, Узбекистана, Туркменистана, а также в акваториях Белого и Баренцева морей (для отечественных космодромов). При входе в плотные слои атмосферы или непосредственно в местах падения отделяемые части РКН разрушаются, в результате чего место падения подвергается экологически вредному воздействию ряда факторов, среди которых наиболее значимыми являются проливы КРТ и засорение поверхности земли фрагментами отделяемых частей РКН. До недавнего времени отвод земель под районы падения не встречал серьезных затруднений. Размеры районов падения назначались, исходя из принципа попадания в них практически всех отделяемых частей. Однако последние годы характеризуются возросшим интересом местных органов власти и населения, проживающего в непосредственной близости от районов падения, к экологической ситуации в этих районах. Поэтому насущными являются проблемы утилизации упавших отделяемых частей РКН, для решения которых необходима соответствующая техническая, методическая и правовая база.

Важнейшими элементами РКК, обеспечивающими решение задач наземной эксплуатации РН, КА, РБ вплоть до пуска РКН, являются технический и стартовый комплексы, которые, по существу, составляет основу объектов космической инфраструктуры космодрома. Необходимость наличия ТК и СК обусловлена принятой двухэтапной стратегией подготовки РКН к применению. Технологическое оборудование этих комплексов является базой, на которой осуществляется наземная эксплуатация РКН. Подробная характеристика ТК, СК и других ОКИ будет дана в главе 2.

Классификация РКК проводится, как правило, по следующим признакам [11, 12]:

РКК для пуска РН легкого класса (РКК «Космос», «Циклон», Старт», «Рокот»);

РКК для пуска РН среднего класса (РКК «Союз», «Молния», РКК для пуска РН тяжелого класса (РКК «Протон», «Ангара»);

универсальный РКК для пуска РН различных классов проектируемый РКК для пусков РН семейства «Ангара», который должен охватывать классы РН от легкого до тяжелого);

РКК для пуска РН сверхтяжелого класса (РКК «Энергия», в настоящее время не эксплуатируется);

б) среда и место размещения:

наземные (РКК «Старт», «Союз»);

подземные или шахтные (РКК «Рокот»);

надводные (РКК «Sea Launch»);

подводные (на базе РН типа «Штиль» атомных подводных лодок);

в) мобильность:

стационарные (РКК «Космос», «Молния»);

мобильные (РКК «Старт», «Штиль»).

Эксплуатацию РКК осуществляют эксплуатирующие организации Федерального космического агентства и Министерства обороны РФ.

Все вышеописанные составляющие РКК предназначены для того, чтобы обеспечить пуск ракеты космического назначения – самого главного элемента РКК. В системе эксплуатации РКК именно РКН является объектом эксплуатации. В состав РКН (рисунок 2.3) входят РН и космическая головная часть (КГЧ), которая, в свою очередь, состоит из КА и РБ (составляющих ОБ), и сборочно-защитного блока (СЗБ), предназначенного для конструктивной и функциональной связи КА (и РБ) с РН и их защиты от аэродинамических нагрузок в плотных слоях атмосферы. Основными составными частями СЗБ являются головной обтекатель (ГО) и переходный отсек (ПО).

КА РБ СЗБ

Рисунок 2.3 – Состав ракеты космического назначения Строго говоря, СЗБ не должен входить в состав космической головной части, поскольку сбрасывается до вывода КА (ОБ) на орбиту.

РКН, предназначенная для вывода на орбиту пилотируемого КА, оборудуется системой аварийного спасения, которая предназначена для спасения экипажа в случае аварии РН. Так как авария РН может сопровождаться взрывом, то от системы требуются высокое быстродействие и оперативное удаление экипажа на безопасное расстояние. При срабатывании системы аварийного спасения, когда РКН находится на пусковой установке, спускаемый аппарат с помощью ракетного двигателя твердого топлива отделяется от КА с ускорением 50-150 м/с2 и выводится на высоту 1-1,5 км, достаточную для включения в работу системы посадки.

Процесс наземной эксплуатации РКН и ее составляющих во многом обусловлен их конструктивными особенностями, которые обусловливают необходимость достаточно длительного и трудоемкого процесса подготовки РКН к пуску. Ниже будут рассмотрены особенности РН, КА, РБ, которые определяют технологию их наземной эксплуатации.

Наземная эксплуатация РН, КА, РБ во многом предопределяет результаты их использования по назначению. Если в ходе этого этапа будут выполнены не все предусмотренные мероприятия или будут пропущены дефекты в бортовых системах РН, КА, РБ, то это может привести к невыполнению задач космического полета. Орбитальным средствам и ракетам-носителям приходится придавать высокий уровень таких свойств, которые не потребуются при их применении по назначению, но которые необходимы при наземной эксплуатации. В частности, такие свойства РН, КА, РБ как сохраняемость, ремонтопригодность, транспортабельность и ряд других реализуются только при наземной эксплуатации, а при летной эксплуатации они уже не нужны, и на первый план выходят безотказность и долговечность. Во многом эти обстоятельства определяют облик РН, КА, РБ как объектов эксплуатации.

РАЗДЕЛ 2. ОСНОВЫ УСТРОЙСТВА РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ,

РАЗГОННЫХ БЛОКОВ И КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

3 СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ

Общие сведения о ракетах-носителях Первый в мире спутник Земли был запущен межконтинентальной баллистической ракетой (МБР) «Р-7» 4 октября 1957 года. А уже для полета в космос первого космонавта (12 апреля 1961 г.) потребовалось создание ракетыносителя «Восток» путем добавления к МБР «Р-7» верхней ступени – блока Е.

Этим был начат этап использования МБР в качестве нижних ступеней создаваемых РН – «Восход», «Союз», «Молния», «Космос», «Циклон», «Протон». Американцы шли тем же путем. Их первый астронавт Джон Гленн был запущен 20 февраля 1962 года с помощью МБР «Атлас». Причем, из-за более жестких условий нагружения МБР «Атлас» Джон Гленн испытывал перегрузки на АУТ в два раза большие, чем Юрий Гагарин.

Масштаб космических программ потребовал разработки РН специально для решения конкретных задач. Пилотируемый полет на Луну инициировал создание уникальных РН «Н-1» у нас и «Сатурн-5» в США. Это был очередной прорыв в новых технологиях, в разработке новых материалов, в электронике (на «Сатурне» использовалась первая в мире БЦВМ), в решении новых масштабных инженерных задач.

Венцом разработки в СССР специализированных одноразовых носителей стала РН «Зенит». С ее помощью можно было создавать орбитальные группировки КА в течение очень короткого времени. Для этого был разработан полностью автоматизированный стартовый комплекс, позволяющий осуществлять заправку и запуск РН за считанные часы. Подобная задача оказалась не по силам американцам и этого нам тоже не простили.

В восьмидесятые годы прошлого века началось практическое осуществление идеи многоразовых космических систем (МКС). В США была создана частично-спасаемая РН «Space Shuttle» (первый запуск в 1981 г.), а в СССР – РН «Энергия-Буран» (1988 г.). Разработка этих изделий была связана с очередной технологической революцией как в США, так и у нас. Именно этим объясняется исключительная дороговизна МКС. Даже США не справились с финансовым гнетом. Несмотря на приток из обанкротившейся России дешевых ученых и инженеров, уменьшить затраты на проект «Space Shuttle» до приемлемых размеров не удалось, и в 2011 году программа была закрыта.

Снижение затрат по запуску КА следует искать на пути упрощения реализации идей, повышающих эффективность ракет-носителей. А этих идей очень много, и мы их упомянем при рассмотрении устройства РН.

Типовой состав РН представлен на рисунке 3.1.

Корпус предназначен для соединения в единое целое всех составных частей РН и формирует аэродинамический облик. В перспективе он может быть таким, какой имеет РН, представленная на рисунке 3.2, хотя сама эта ракета по составу мало чем отличается от типовой РН. Схема типовой двухступенчатой РН представлена на рисунке 3.3.

Базовым элементом любой РН является ступень.

Рисунок 3.2 – Проект многоразовой космической системы (МКС) Ступенью называется совокупность элементов конструкции, топлива, двигателей и систем, которые обеспечивают разгон РН и отбрасываются от нее после выработки топлива. РН, представленная на рисунке 3.2, имеет только одну ступень, поэтому у нее ничего не отбрасывается. Однако это пока недостижимая мечта, к которой, конечно, надо стремиться.

Рисунок 3.3 – Схема типовой двухступенчатой РН Реальная же ступень представлена на рисунке -3.4. Она выполнена весьма экономно и ближе по конструкции к ступени, изображенной на схеме.

Баки включены в силовую конструкцию в отличие от проекта МКС, где они подвесные.

Однако, на схеме у 2 ступени топливные баки имеют совмещенное днище, что еще экономнее, но это приемлемо для высококипящих КРТ, а для криогенных компонентов лучше использовать межбаковый отсек, где можно размещать приборы системы управления, тем самым экономя на приборном отсеке. Хвостовой отсек на 3 ступени РН «Союз» отбрасывается сразу после отделения предыдущей ступени (тоже в целях экономии).

На 3 ступени РН «Союз-2» используется высокоэкономичный маршевый ЖРД с поворотными камерами, чем обеспечивается управление движением.

Торможение отработавшей ступени осуществляется за счет истечения газов наддува бака кислорода через специальное сопло. Наддув же бака происходит подачей подогретого гелия, хранящегося в баллонах, размещенных в жидком кислороде. Такое решение позволяет уменьшить массу баллонов, поскольку гелий при криогенной температуре занимает существенно меньший объем.

Рассматриваемая ступень составляет отдельный ракетный блок и носит название «блок И». А первая ступень у РН «Союз» состоит из четырех отдельных ракетных блоков – Б, В, Г и Д. Это связано с тем, что первая и вторая ступени РН «Союз» (рисунок 3.5) связаны по параллельной схеме (пакет), а вторая и третья – по последовательной (тандем).

Последовательная схема (тандем) наилучшим образом подходит для одноразовых РН. При этом обеспечивается меньшее, чем у РН пакетной схемы, аэродинамическое сопротивление, ЖРД работают на режимах ближе к расчетному, достигается более высокое массовое совершенство, возникают меньшие возмущения при разделении ступеней.

Пакетная схема родилась на заре космической эры из-за невозможности создать двигатель большой тяги, потребной для первой ступени РН тандемной схемы. А связка пакета из пяти блоков, работающих у земли, решала эту задачу.

Однако, создавались проблемы для второй ступени. Во-первых, ЖРД, рассчитанный для функционирования в пустоте, должен работать у земли с перерасширением, а во-вторых, в момент отделения первой ступени баки уже полупустые, что снижает массовое совершенство.

Вместе с тем, пакетная схема нашла широкое применение у современных РН с целью придания им универсальности. Установка боковых ступеней (ускорителей) повышает грузоподъемность РН. Этот принцип реализуется при создании РН «Ангара» на базе универсального ракетного модуля (УРМ) (рисунок 3.6).

Рисунок 3.6 – Универсальный ракетный модуль УРМ- Семейство ракет-носителей «Ангара» включает в себя носители нескольких модификаций в диапазоне грузоподъемностей от 2 т («Ангара 1.1») до 25 т («Ангара А5») на низкой околоземной орбите (при старте с космодрома «Плесецк») (рисунок 3.7).

Рисунок 3.7 – Модели ракет-носителей семейства «Ангара»

Различные варианты «Ангары» реализуются с помощью разного числа универсальных ракетных модулей (УРМ-1 – для первой ступени, УРМ-2 – для второй и третьей) – один модуль УРМ-1 для носителей лгкого класса («Ангара 1.1 и 1.2»), три – для носителя среднего класса («Ангара А3») и пять – для носителя тяжлого класса («Ангара А5»). Длина УРМ-1 составляет 25,1 м, диаметр 2,9 м, масса с заправленным топливом 149 тонн. УРМ-1 комплектуется кислородно-керосиновым двигателем РД-191, а УРМ-2 – РД-0124а. Для повышения массовой эффективности предполагается использовать метод перелива компонентов топлива между ступенями ракеты с тем, чтобы в момент отделения боковых блоков в центральном блоке топливные баки были полными. Мало того, рассматривается возможность спасения УРМов первой ступени, для чего идет отработка системы спасения на базе УРМ многоразовой РН «Байкал».

Если все эти идеи будут реализованы, то может быть цена выведения 1 кг полезного груза с помощью РН нового поколения начнет снижаться. Однако, в настоящее время сравнительно низкая цена выведения характерна для традиционных РН «Союз-2» и «Протон-М». Поэтому эти РН наиболее востребованы на международном рынке средств выведения.

Двигатели ракет-носителей Эффективность РН в большой степени зависит от маршевых двигателей.

Проанализируем, каким должен быть двигатель РН, чтобы проект, показанный на рисунке 3.2, стал реальностью.

Напомним, что ЖРД предназначен для создания тяги путем преобразования химической энергии жидких компонентов топлива в кинетическую энергию истекающей струи. Состав типового ЖРД представлен на рисунке 3.8.

С камерой мы уже знакомы (подраздел 2.4), а система топливоподачи (СТП) представляет собой совокупность устройств, обеспечивающих надежную подачу и управление подачей топлива в камеру. Результатом работы СТП является требуемое изменение тяги за период работы двигателя. Диаграмма изменения тяги типового ЖРД показана на рисунке 3.9.

Предварительная ступень тяги служит для того, чтобы бортовой компьютер проверил параметры работы всех элементов ЖРД и выдал главную команду на запуск, либо отменил его. Выключение ЖРД может осуществляться по-разному. При останове двигателя в один этап проявляется большой импульс последействия тяги (ИПД 1), что приводит к погрешности достижения конечной скорости. Использование режима дросселирования на конечном этапе работы ЖРД снижает действующую продольную перегрузку, останов двигателя с промежуточной ступенью тяги, на которой достигается точное значение конечной скорости, резко уменьшает импульс последействия (ИПД 2).

Приведенная диаграмма тяги характерна для ЖРД одноразового использования. Двигатели многократного включения используются для разгонных блоков и имеют очень сложную программу работы. В ЖРД многоразового использования (для МКС) существует дополнительная наземная программа запусков, испытаний и обслуживания, что делает их по сравнению с одноразовыми ЖРД очень сложными и наукоемкими.

Рисунок 3.8 – Состав типового жидкостного ракетного двигателя Конструкция ЖРД в первую очередь определяется выбором системы топливоподачи. Она бывает вытеснительной и турбонасосной.

В ЖРД с вытеснительной СТП имеется аккумулятор давления, обеспечивающий подачу КРТ из баков в камеру с заданными параметрами, а также агрегаты, осуществляющие запуск, регулирование и выключение двигателя (рисунок 3.10). В качестве аккумулятора давления может использоваться запас сжатого газа, пороховая шашка или жидкостный газогенератор. Такая схема требует высокого давления в топливных баках, что приводит к увеличению их массы. А низкое давление в камере не может обеспечить требуемый уровень величины удельного импульса. Поэтому такой тип СТП не нашел широкого применения в РН, однако часто используется в разгонных блоках и КА.

Рисунок 3.10 – Вытеснительная система топливоподачи В ЖРД с турбонасосной СТП для создания высокого давления применяется турбонасосный агрегат, где используется рабочее тело, образующееся в газогенераторе. По способу организации рабочего процесса в камере и газогенераторе все ЖРД делятся на:

- ЖРД без дожигания генераторного газа (открытой схемы), - ЖРД с дожиганием генераторного газа (закрытой, замкнутой схемы).

В ЖРД без дожигания подача КРТ осуществляется не только в камеру, но и в газогенератор, где вырабатывается рабочее тело для вращения турбины (рисунок 3.11).

без дожигания генераторного газа со второй ступени РН «Космос»

Турбина приводит в действие насосы окислителя и горючего, которые подают компоненты КРТ в камеру с высоким давлением. Отработанный газ из турбины при этом выбрасывается за борт либо через рулевые сопла (рисунок 3.13), либо через реактивное сопло, создающее дополнительную тягу (рисунок 3.14), либо просто через выхлопной патрубок, почти не создавая тягу.

ЖРД такого типа легко реализуются, поскольку обладают низкой теплонапряженностью и невысоким напором насосов. Однако, таким ЖРД свойственны низкие значения удельного импульса из-за нерационального расходования топлива и невысокого давления в камере. Поэтому в проекты перспективных РН схема СТП без дожигания не вписывается.

Рисунок 3.13 – ЖРД РД-219 со Рисунок 3.14 – Схема ЖРД с второй ступени РН «Циклон» дожиганием генераторного газа Мы уже говорили, что для повышения удельного импульса требуется увеличить давление в камере (подраздел 2.4). А в ЖРД без дожигания соответствующий напор насосов приводит к неоправданному расходу топлива через турбину, поэтому роста удельного импульса не происходит.

В ЖРД такой схемы один из компонентов подается полностью в газогенератор, а другой компонент частично (8…10)% поступает туда же, в то время как основная часть его подается в камеру. В зависимости от вида используемого топлива выбирают схемы:

- с дожиганием окислительного газа;

- с дожиганием восстановительного газа;

- с дожиганием окислительного и восстановительного газа («газ-газ»).

Наиболее часто встречается схема с дожиганием окислительного газа. В такой схеме весь окислитель поступает в газогенератор, а горючее – частью в газогенератор, остальное – в камеру. В газогенераторе вырабатывается окислительный газ, который поступает вначале на турбину, вращает ее, а затем подается в камеру, где он соединяется с горючим и дожигается.

Создать такой двигатель очень сложно в силу высокой его теплонапряженности. Только в СССР были разработаны ЖРД замкнутой схемы для всей линейки используемых топливных пар: АТ + НДМГ, кислород + керосин, кислород + водород. За рубежом смогли справиться только с последней топливной парой. Поэтому предпочитают покупать ЖРД у нас.

Например, американцы для своей РН «Атлас-5» используют российский ЖРД замкнутой схемы РД-180, работающий на кислороде и керосине (рисунок 3.15).

Рисунок 3.15 – ЖРД замкнутой схемы РД-180 с первой ступени Американцы пытались наладить производство этого двигателя сами, но не смогли, несмотря на все усилия НПО «Энергомаш».

Посмотрим на изделие этого КБ пятидесятых годов (рисунок 3.16) и на камеру РД-180, разработанную через тридцать лет (рисунок 3.17). В первом случае давление в камере 5,85 МПа, а во втором – 25 МПа.

Теплонапряженность выросла в пять раз.

Рисунок 3.16 – Камера ЖРД РД-107 с первой ступени РН «Восток»

Сравнивая конструкции этих камер, можно увидеть признаки технологической революции, прошедшей в конце прошлого века в отечественном ракетном двигателестроении. Давайте посмотрим на смесительные головки камер. У РД-107 она плоская с простейшими однокомпонентными жидкостными форсунками (рисунок 3.18), а у РД- смесительная головка представляет собой газовый канал с установленными в нем сложными двухкомпонентными газо-жидкостными струйноцентробежными форсунками, которые имеют разную конструкцию в зависимости от места размещения по сечению головки.

Рисунок 3.18 – Однокомпонентная центробежная форсунка Сравнивая камеры сгорания, можно увидеть, что у РД-107 размеры ее много больше и внутренняя стенка бронзовая. Нагрузку от внутреннего давления воспринимает наружная стальная оболочка (рубашка охлаждения), а бронзовая оболочка (которая с помощью гофрированных проставок (рисунок 3.19), либо фрезерованными ребрами припаивается к рубашке) находится в состоянии пластического течения, деформируется, и ее главная задача – передача тепла охлаждающей жидкости (керосину). После окончания работы (через 140 с) такая камера годиться только в утиль. Камера же РД- разрабатывалась для многоразового использования (для РН «Энергия»), поэтому внутренняя стенка уже с хромовым покрытием (Тпл = 2120 К), поверхность со стороны охлаждающей жидкости (керосина) имеет искусственную шероховатость (для лучшего теплосъема за счет турбулизации течения жидкости), пояса завесы (рисунок 3.20) осуществляют внутреннее охлаждение путем создания защитного слоя жидкости, текущего вдоль стенки.

Рисунок 3.19 – Соединение бронзовой огневой стенки Если у двигателя РД-107 удельный импульс у земли составлял Н/(кг/с), то у РД-180 – уже 3034 Н/(кг/с). Надежности двигателей (0,99914 и 0,995) сопоставимы. Однако по стоимости они различаются очень сильно.

Поэтому современная модификация двигателя РД-107 – «РД-107а» для первой ступени РН «Союз-2» – весьма востребована и будет широко использоваться в ближайшие десятилетия. Судьба камеры РД-180 тоже вполне оптимистична. На ее базе создан двигатель РД-191 (рисунок 3.21) для УРМ-1 РН «Ангара». А учитывая то, что кратность его использования планируется не менее 25 раз, то стоимость его эксплуатации должна быть невысокой, и в будущем он станет вполне конкурентоспособным и окупаемым.

Рисунок 3.21 – ЖРД многоразового использования А что касается ЖРД для перспективного проекта (рисунок 3.21), то его двигатель XRS-2200 (рисунок 3.22) пока выполняется без дожигания генераторного газа.

Рисунок 3.22 – ЖРД с центральным телом XRS- Однако этот двигатель имеет ряд неоспоримых преимуществ.

Во-первых, за счет использования центрального тела, по обе стороны которого размещены по двадцать камер, за пределами камер осуществляется саморегулирующееся внешнее расширение рабочего газа. Такое истечение газа позволяет реализовывать расчетный режим работы ЖРД в течение всего полета (пунктирная кривая на рисунке 3.9). Это дает неоспоримое преимущество данному двигателю по сравнению с ЖРД традиционной конструкции. Вовторых, на XRS-2200 используются в качестве топлива жидкие кислород и водород. Эти компоненты обеспечивают самое высокое значение идеального удельного импульса. Поэтому при нынешнем уровне конструктивного совершенства двигатель XRS-2200 реализует удельный импульс в пустоте Н/(кг/с). Но этого пока недостаточно для осуществления проекта.

Весьма важный вклад в достижение высокого совершенства ЖРД вносят энергетические и конструктивные параметры турбонасосного агрегата (ТНА).

Это второй по важности и сложности элемент двигателя. ТНА предназначен для подачи КРТ в камеру и газогенератор с требуемыми параметрами – массовым расходом и давлением. ТНА состоит из привода – турбины, вращающей ротор, и насосов, осуществляющих подачу КРТ.

На рисунке 3.23 в качестве примера показан ТНА двигателя РД-107.

Кроме насосов основных компонентов этот ТНА имеет насос жидкого азота, который через теплообменник подается на наддув топливных баков, и насос перекиси водорода, которая подается в газогенератор, где за счет каталитического разложения образуется рабочее тело для турбины.

Основным параметром, определяющим экономичность, габариты и массу ТНА, является число оборотов. Оно для основных насосов – 8300 об/мин, а для насосов перекиси водорода и азота существенно выше – 18100 об/мин (за счет использования мультипликатора), что обусловило их малые размеры. Для снижения массы ТНА корпуса и крыльчатки насосов выполнены из алюминиевых сплавов. Для повышения удельной мощности турбины, в значительной степени определяющей экономичность ТНА, в ней срабатывается большой сверхзвуковой перепад давлений. Для повышения коэффициента полезного действия турбины она сделана двухступенчатой. Отработанный в турбине газ отдает оставшуюся энергию в теплообменнике для газификации жидкого азота.

Рисунок 3.23 – Турбонасосный агрегат РД- Максимальное давление в этом ТНА – на выходе из насоса горючего – 9,45 МПа. А для ЖРД замкнутой схемы эта величина должна быть в несколько раз больше. Поэтому конструкция ТНА ЖРД замкнутой схемы кардинально отличается от ТНА РД-107. На рисунке 3.24 показан ТНА подобной конструкции.

Скорость вращения ротора этого ТНА – 38500 об/мин. Как можно увидеть, размеры этого ТНА много меньше при тех же компонентах топлива.

Давление на выходе второй ступени насоса горючего составляет 45 МПа.

Турбина в данном случае работает при меньшем перепаде давлений и щадящих температурных условиях, поскольку мощность рабочего колеса обеспечивается большим расходом рабочего тела. Оно представляет собой окислительный газ (практически чистый газообразный кислород), который образуется в газогенераторе (рисунок 3.25) путем добавления в полный расход окислителя небольшого количества горючего.

Рисунок 3.24 – Турбонасосный агрегат ЖРД РД- Скорость вращения ротора этого ТНА – 38500 об/мин. Как можно увидеть, размеры этого ТНА много меньше при тех же компонентах топлива.

Давление на выходе второй ступени насоса горючего составляет 45 МПа.

Турбина в данном случае работает при меньшем перепаде давлений и щадящих температурных условиях, поскольку мощность рабочего колеса обеспечивается большим расходом рабочего тела. Оно представляет собой окислительный газ (практически чистый газообразный кислород), который образуется в газогенераторе (рисунок 3.25) путем добавления в полный расход окислителя небольшого количества горючего.

Рисунок 3.25 – Окислительный газогенератор РД- Сферический корпус газогенератора обеспечивает минимальную массу конструкции. У цилиндрической оболочки толщина стенки из условий прочности была бы в два раза больше. Бронзовая внутренняя стенка образует цилиндрическую зону горения (камеру сгорания). Между ней и цилиндрической стальной рубашкой охлаждения вверх к смесительной головке проходит часть окислителя для регенеративного охлаждения и участия в реакции горения, обеспечивая требуемое соотношение компонентов для устойчивой реакции. Основная же часть окислителя через щели в нижней части камеры сгорания поступает в канал, смешиваясь с горячим газом и охлаждая его до требуемой температуры.

С помощью изменения температуры на выходе из газогенератора регулируется тяга ЖРД замкнутой схемы. Для этого увеличивается или уменьшается расход горючего, что приводит соответственно к росту, либо падению температуры рабочего тела, проходящего через турбину и изменяющего ее мощность. С ростом мощности турбины увеличивается расход компонентов топлива через насосы и соответственно тяга двигателя.

Условия функционирования ракеты-носителя Тяга ЖРД является самой большой силой, действующей на корпус РН.

Как правило, тяга прикладывается в узлах крепления двигателя в виде сосредоточенных сил, направленных вдоль оси ракеты. Однако, если установлено несколько двигателей, то не всегда тяга направляется вдоль оси.

Если не удается обеспечить одинаковую тягу двигателей, то сопла разворачивают так, чтобы силы тяги прикладывались под наклоном и пересекались в центре масс ракеты (рисунок 3.26).

Рисунок 3.26 – РН «Титан» (слева) и «Ариан» (справа) Такое приложение тяги исключает возникновение разворачивающего момента, но приводит к дополнительным потерям топлива на боковую составляющую тяги, которая не разгоняет РН, а лишь дополнительно нагружает корпус в поперечном направлении. В отечественных РН тяга ЖРД прикладывается исключительно вдоль оси ракеты.

На схеме (рисунок 3.27) тяга показана вектором Р. Кроме нее вектором Rу представлена управляющая сила, имеющая осевую Ху и боковую Yу составляющие.

Рисунок 3.27 – Схема приложения сил, действующих на ракету в полете Боковая составляющая Yу создает управляющий момент вокруг центра масс, а осевая Ху – участвует в разгоне РН, если направлена по направлению движения, либо тормозит ракету, если направлена против движения (например, при использовании газоструйных рулей). Если сила Ху создается управляющими соплами, камерами или двигателем, имеющими удельный импульс меньше, чем у маршевого ЖРД, то налицо дополнительные потери на управление. Поэтому лучшим решением является поворот маршевого двигателя или его камер для создания боковой составляющей Yу.

Вектором Rа обозначена результирующая аэродинамических сил, возникающих при действии воздушного потока на поверхность корпуса РН. Ее составляющая Y является боковой и создает разворачивающий момент вокруг центра масс, а составляющая Х представляет собой аэродинамическое сопротивление полету ракеты. Точка приложения результирующей аэродинамических сил называется центром давления. Эта точка может находиться впереди или позади центра масс, где прикладывается результирующая G гравитационных сил (сил тяжести). Если центр давления находится позади центра масс, то составляющая Y всегда будет возвращать корпус ракеты в исходное положение при любом аэродинамическом воздействии. Такая система называется статически устойчивой. Характерным примером аэродинамически статически устойчивой системы может служить классическая стрела для лука, у которой спереди размещается тяжелый наконечник, а сзади крепится оперение, имеющее развитую аэродинамическую поверхность. Для ракеты смещение центра давления назад достигается, например, коническим хвостовым отсеком, либо установкой аэродинамических стабилизаторов. Для такой ракеты не требуется сложной системы управления, но для ее программного разворота необходима очень большая управляющая сила.

В настоящее время управлением полетом РН занимается БЦВМ, поэтому для уменьшения массы управляющих приводов и увеличения маневренности ракеты ее делают статически неустойчивой, то есть размещают центр давления впереди центра масс. Для этого, например, более тяжелый окислитель располагают позади горючего, либо конические отсеки делают спереди.

Сила тяжести распределяется по корпусу ракеты в соответствии с размещением масс по ее длине. Наибольшую массу составляют компоненты топлива. По мере их расходования центр масс смещается назад, увеличивая степень аэродинамической статической неустойчивости, что предъявляет к системе управления современных РН дополнительные требования.