Перейти в раздел - Главная страница      Перейти в раздел - Космические аппараты      Перейти в раздел- Ракетоносители      Перейти в раздел - Ссылки      Перейти в раздел- Форум     Перейти в раздел- Гостевая книга

Ракета-носитель Протон


      Увеличить
     КА Зенит-2
Размеры:202х300
Тип: Рисунок JPEG
Размер: 15,9  КВ      Протон (УР-500, 8К82) — ракета-носитель тяжёлого класса, предназначенная для выведения автоматических космических аппаратов на орбиту Земли и далее в космическое пространство.

       Ракетный комплекс (К8К82) с ракетой УР-500 разработан Центральным конструкторским бюро Машиностроения Министерства общего машиностроения СССР (генеральный конструктор В.Н.Челомей) как комплекс с межконтинентальной баллистической ракетой, оснащённой тяжёлой боевой частью 8Ф17, и защищенным горным стартом.

       В 1961 года Конструкторское бюро "Салют", известное как Первый филиал ОКБ - 52, которое в те годы возглавлял Генеральный конструктор академик Владимир Николаевич Челомей, приступило к проработке тяжелой МБР, получившей наименование УР-500. Поскольку в то время в СССР были созданы ядерные боеприпасы с мощностью свыше 100 мегатонн, то предназначение новой МБР не вызывало сомнений. Она должна была стать очередным "ежом" Никиты Сергеевича Хрущева для американцев.

       Главным конструктором УР - 500 был назначен Павел Альбертович Ивенсен. В 1962 году эту должность занял Юрий Николаевич Труфанов, а затем - Дмитрий Алексеевич Полухин, ставший впоследствии Генеральным конструктором КБ "Салют". Ведущим конструктором (ответственным исполнителем) проекта все это время оставался Виталий Андреевич Выродов.

       На разработку отводилось три года. В мае 1962 года приняли окончательную конструктивно-компоновочную схему, которая предусматривала блочную компоновку первой ступени с параллельным расположением топливных баков. Такая схема обеспечивала поблочную транспортировку ракеты с завода-изготовителя на стартовый комплекс по железной дороге. А сама ракета предполагалась двухступенчатой, тандемной схемы.

       Основные проектно-технологические задачи создания ракеты были решены к концу 1964 года. В начале осени, во время визита на космодром Байконур политического руководства страны, В.Н.Челомей продемонстрировал Н.С. Хрущеву полноразмерный макет УР-500, установленный на пусковом столе вновь созданного стартового комплекса. Председатель Совмина остался доволен мощной ракетой.

       Казалось бы, для "пятисотки" все складывалось как нельзя лучше. Однако к исходу октября, после отставки Хрущева, отношение руководства страны к фирме В.Н.Челомея резко изменилось. Было принято решение о прекращении работ по ракете УР-200. Такая же участь ожидала УР-500.

       В 1964 г. в заключении НИИ-4 на эскизный проект УР-500 была отмечена недостаточность энергетических возможностей этой ракеты, как носителя космических объектов, и в то же время наличие достаточных запасов по начальным тяговооруженностям ступеней, удельным импульсом двигателей и прочности конструкции, что дало повод к выдвижению предложения о создании дополнительной третьей ступени для этой ракеты. Мнение института оказалось близким к аргументации Президента АН СССР М.В.Келдыша, который в 1964 г. доказал правительству, что нужда в трёхступенчатой РН на базе УР-500 с грузоподъёмностью около 20 т на орбите высотой 200 км и наклонением 510 чрезвычайно велика.

       Только благодаря твердой и настойчивой позиции академика М.В.Келдыша эту ракету удалось отстоять, но теперь уже не как боевую, а как носитель для космических аппаратов.

       ОКБ-52 под одну из программ - пилотируемого облета Луны - были выделены средства, позволяющие разработать трехступенчатый вариант носителя, получивший название УР-500К. Решающее слово в пользу носителя на базе тяжелой МБР должен был сказать первый пуск УР-500 и В.Н.Челомей начал его подготовку. КБ Н.А. Пилюгина в кратчайшие сроки разработало для системы управления УР-500 новую программу полета, обеспечивающую запуск в качестве полезного груза тяжелого КА, также разработанного в ОКБ-52.

       Старт данного научно-исследовательского спутника, известного как "Протон-1", состоялся 16 июля 1965 года. Летные испытания двухступенчатого варианта РН, также названного "Протоном", закончились через год. В результате четырех пусков были выведены три тяжелых ИСЗ серии "Протон" на орбиту высотой 200 км и наклонением 600 массой около 12 т каждый.

       Переход от двухступенчатой РН "Протон" к трехступенчатому варианту "Протон-К" был выполнен быстро и сравнительно легко. Он заключался в следующем. На второй ступени были увеличены объемы топливных баков и изменена конструкция ферменного переходного отсека, соединяющего ее с первой ступенью. Третья ступень была образована укорочением исходного варианта второй ступени и на ней был установлен один такой же маршевый ЖРД вместо четырех.

       В марте 1967 г. запуском КА "Космос-146" начались ЛКИ РН, совмещенные с целевыми пусками ряда КА, автоматических станций и других важнейших космических объектов.

       Создание ракеты-носителя 8К82К тяжёлого класса, энергетические возможности которой в три раза превосходили уровень ракеты-носителя на базе Р-7 (Р-7А), позволило обеспечить возможность резкого расширения программы по изучению и практическому использованию космического пространства и в период 1967-1977 гг., решить задачи приоритетной государственной значимости по исследованию околоземного пространства, Луны, включая доставку на её поверхность двух луноходов, доставку лунного грунта на Землю, планет Марса и Венеры, по созданию длительно действующих орбитальных пилотируемых станций, а также ряда важнейших задач военного назначения.

       В настоящее время эксплуатируемая РН "Протон-К" позволяет выводить на орбиту модули орбитальной пилотируемой станции массой до 21 т. Для запусков спутников связи и межпланетных аппаратов в качестве четвёртой ступени используются разгонные блоки 11С824Ф (блок Д) и 11С861 (Блок ДМ). Длина РН "Протон-К" без полезного груза и головного обтекателя равна 44,3 м, а максимальный поперечный размер первой ступени 7,4 м. На всех трёх ступенях используется самовоспламеняющееся топливо на высококипящих долгохранимых компонентах - азотный тетраоксид (АТ) и несимметричный диметилгидразин (НДМГ). На ускорителе первой ступени установлены 6 двигателей 11Д43 разработки КБ "Энергомаш" с номинальной тягой на Земле 150,03 тс каждый, на ускорителе второй ступени - 4 двигателя с одинаковым значением тяги в пустоте, разработки КБХА (главный конструктор - Конопатов А.Д.) по 59,36 тс, из них 3 двигателя имеют каждый индекс 8Д412К и один - 8Д411К. На ускорителе третьей ступени используется один основной двигатель 8Д48 и четырёхкамерный рулевой двигатель 8Д611.

       Данная ракета-носитель выполнена по моноблочной тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Следует отметить оригинальность компоновки ускорителя первой ступени. Её основой является центральный блок. Он состоит из переднего отсека, бака окислителя и хвостового отсека. На блоке ускорителя первой ступени устанавливаются шесть боковых автономных блоков.

      Более подробное описание здесь.

      Каждая ракета-носитель проходит на заводе-изготовителе автономные испытания и комплексные испытания. Оригинальная конструкция ракеты-носителя и особенно её первой ступени позволила сократить стоимость и сроки испытаний ускорителей первой и второй ступеней. Благодаря возможности испытаний центрального блока с одним или двумя боковыми блоками по мнению разработчиков не потребовалось создавать мощные наземные стенды. Перевозка блоков-ускорителей ступеней РН оказалась возможна всеми видами транспорта. При этом необходимо отметить, что транспортировка блоков ускорителей данной ракеты железно-дорожным транспортом допускается только при остановке встречного движения.

      Анализ результатов пусков этой РН период с 1967 года по 1971 год, а именно за первое пятилетие лётной эксплуатации, на которое пришлось наибольшее количество отказов, позволяет отметить следующее.

      Из тридцати одного пуска четырнадцать оказалось неуспешными. Накопленное значение статистической вероятности успешного пуска РН составило на конец 1971 года 0,548.

      Это свидетельствует о том, что при создании ракеты-носителя недостаточное внимание уделялось стендовой отработке ракетных блоков.

       В тот период господствовала идеология лётной отработки ракет-носителей КА, взятая из арсенала методологии создания боевых баллистических ракет. Считалось, что до принятия ракеты на вооружение достаточно провести от 20 до 60 пусков, в зависимости от типа ракеты. Так дело обстояло и с ракетой-носителем на базе межконтинентальной баллистической ракеты УР-500. Принятие подобной методологии приводило к недостаточной наземной комплексной отработке ракет. Недооценка значения объёмной наземной комплексной отработки элементов, агрегатов, блоков и ракеты в целом привела к вышеуказанным результатам. Например, при ЛКИ УР-500К, совмещенных с целевыми пусками, в 1969 году произошли подряд четыре аварийных пуска с разрушением ракеты-носителя, разгонного блока и потерей космического аппарата. Нанесенный ущерб и затраты на поиск и устранение причин аварийных пусков составили суммы, достаточные для создания наземной экспериментальной базы комплексной отработки и огневых технологических испытаний блоков и ракеты в целом.

      Принятыми мерами по ликвидации отказов надёжность УР-500К была повышена, и в последующие годы запуски КА стали более успешными.

       Однако, учитывая длительный срок эксплуатации и старение материальной части конструкции ракетных ускорителей ступеней, агрегатов систем наддува баков, энергопитания, узлов разделения ступеней, наконец, систем управления движением и телеметрии, а также необходимость выполнения требований по увеличению грузоподъёмности носителя и повышению экологической безопасности в районах падения отработавших ускорителей в 1969 г. в рамках выполнения правительственной НИР "Поиск-П" институтом совместно с ЦНИИМАШ МОМ было выдвинуто предложение о глубокой модернизации РН 8К82К.

      Исходя из подтвержденной КБ "Энергомаш" реальной возможности форсирования базового двигателя 11Д43 по тяге до 161,9 тс (7,7%), включая необходимые для нормальной работы системы РКС пределы регулирования, в основном, за счёт имеющихся резервов существующей конструкции, представлялось наиболее целесообразным в то время:        
  -      форсировать двигатель 11Д43 по тяге примерно на 4% при практически полном сохранении конструкции и технологии изготовления;
  -      увеличить заправку топливом ускорителя первой ступени примерно на 30 т.

       Развитие топливных емкостей может быть проведено практически без изменения общей длины ускорителя только за счёт увеличения длины боковых блоков (по горючему) и установки дополнительных емкостей (по окислителю) между боковыми блоками; - реализовать выявленные при эксплуатации комплекса потенциальные возможности и резервы по системам и агрегатам носителя, а также использовать опыт , полученный при разработке других ракетных систем на высококипящих компонентах топлива. По предварительным оценкам энергетические возможности такого модернизированного носителя 8К82КМ составили бы:         
  -       масса полезного груза, выводимого на круговую орбиту высотой 200 км и наклонением 510 тремя ступенями РН - 30 т , при довыведении с помощью разгонного блока - 31,5 т, то есть примерно на 50-57% по сравнению с энергетикой базового носителя.

       К преимуществам такого варианта модификации 8К82К относились:         
  -      снижение общих затрат времени и средств на реализацию за счёт сокращения объёмов НИР, ОКР в части двигателей, доработок по стартовому комплексу и стендовой полётной отработки;
  -      обеспечение высокого уровня надёжности носителя 8К82КМ уже с первых пусков за счёт сохранения достигнутого на изделии 8К82К уровня. В 1994 году было принято решение о малой модернизации РН 8К82К - РН "Протон-М".

Сущность основных мероприятий по модернизации состояла:         
  -      в замене существующей системы управления движением на систему, взятую с РН "Зенит" с некоторыми доработками;
  -      в незначительном форсировании двигательных установок ступеней по тяге;
  -      во внедрении мероприятий, обеспечивающих экологическую безопасность при пуске РН.

     7 апреля 2001 состоялся первый пуск модернизированной ракеты 8К82КМ Протон-М с цифровой системой управления и новым разгонным блоком 14С43 Бриз-М. Это позволило заметно увеличить полезную нагрузку при выведении на геостационарные орбиты (ГСО). В запуске 11 февраля 2009 года на ГСО была выведена рекордная для ракет-носителей СССР/России полезная нагрузка весом около 3700 кг (спутники "Экспресс АМ-44" и "Экспресс МД-1").

      В качестве топлива во всех ступенях ракеты используются несимметричный диметилгидразин (известный как НДМГ или гептил) (CH3)2N2H2 и тетраоксид азота N2O4. Самовоспламеняющаяся топливная смесь позволила упростить двигательную установку и увеличить её надёжность. В то же время компоненты топлива являются весьма токсичными и требуют крайней осторожности в обращении.

      Протон-М разработан и производится в ГКНПЦ им. М. В. Хруничева, совместная российско-американская фирма International Launch Services (ILS) занимается коммерческим сбытом пусковых услуг с применением ракеты в более современной версии "Протон-М".

Конструкция

     РН
Протон-М     Ракета-носитель Протон-М состоит из трех ступеней и разгонного блока "Бриз-М". В качестве компонентов топлива все три ступени РН используют несимметричный диметилгидразин и азотный тетроксид (НДМГ и АТ).

      Первая ступень состоит из центрального блока и шести боковых блоков, расположенных симметрично вокруг центрального. Двигательная установка первой ступени состоит из шести автономных маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) РД-275 (модификация РД-253). Двигатели имеют турбонасосную систему подачи топлива с дожиганием генераторного газа. Запуск двигателя осуществляется путем прорыва пиромембран на входе в двигатель.

      Вторая ступень имеет цилиндрическую форму и состоит из переходного, топливного и хвостового отсеков. Двигательная установка второй ступени включает в себя четыре автономных маршевых ЖРД конструкции С. А. Косберга: три РД-0210 и один - РД-0211. Двигатель РД-0211 является доработкой двигателя РД-0210 для обеспечения наддува топливного бака. Каждый из двигателей может отклоняться на угол до 3°15' в тангенциальных направлениях. Двигатели второй ступени также имеют турбонасосную систему подачи топлива и выполнены по схеме с дожиганием генераторного газа. Общая тяга двигательной установки второй ступени составляет 2352 кН в пустоте. Двигатели второй ступени запускаются раньше начала выключения маршевых ЖРД первой ступени, что обеспечивает "горячий" принцип разделения ступеней. Как только тяга двигателей второй ступени превысит остаточную тягу ЖРД первой ступени, происходит подрыв пироболтов, соединяющих фермы ступеней, ступени расходятся, а продукты сгорания из камер ЖРД второй ступени, воздействуя на тепловой экран, тормозят и отталкивают первую ступень.

     Третья ступень имеет цилиндрическую форму и состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Двигательная установка третьей ступени РД-0212 - ЖРД конструкции С. А. Косберга. Этот двигатель состоит из маршевого однокамерного двигателя РД-0213 и четырехкамерного рулевого двигателя РД-0214. Маршевый двигатель по устройству и работе аналогичен двигателю РД-0210 второй ступени и является его модификацией. Тяга маршевого двигателя 588 кН в пустоте, а рулевого - 32 кН в пустоте. Разделение второй ступени происходит за счет тяги рулевого ЖРД третьей ступени, запускаемого до выключения маршевых ЖРД второй ступени, и торможения отделяемой части второй ступени имеющимися на ней шестью твердотопливными двигателями. Отделение полезного груза осуществляется после выключения рулевого двигателя РД-0214. При этом третья ступень тормозится четырьмя твердотопливными двигателями.

      Для выведения полезной нагрузки на высокие, переходные к геостационарным, геостационарные и отлетные орбиты используется дополнительная ступень, называемая разгонным блоком (РБ). Разгонные блоки позволяют проводить многократные включения двигательных установок. Первые разгонные блоки для РН "Протон-К" были сделаны на базе ракетного блока Д носителя Н-1 (пятая ступень). Разработка велась в ОКБ-1 (сейчас РКК "Энергия" имени С. П. Королева). В составе РН "Протон-К" блок претерпел несколько модификаций. Сейчас используются разгонные блоки моделей ДМ-2 и ДМ-2М производства РКК "Энергия". ГКНПЦ им. М. В. Хруничева разработан разгонный блок "Бриз-М". Создание "Бриз-М" - только один из этапов модернизации РН "Протон-К". В результате осуществления целого комплекса мероприятий в рамках этой модернизации ракета приобретет новый технический облик и более широкие возможности, получая при этом новое название - "Протон-М".

Технические характиристики ракетоносителя Протон-К

Технические характиристики ракетоносителя Протон-М


Hosted by uCoz