Материал аналитики Вадима Жартуна «Выстрел из Царь-пушки: кто сегодня в космосе первый». В сегодняшней публикации автор, продолжая исследовать ситуацию, по которой Россия скатилась на позорное шестое место по аварийности в космосе, решил проверить и уточнить свои результаты, а кроме того - разобраться в вопросе подробнее и попытаться понять, в чём же, собственно, проблема.

Длинное предисловие

На самом деле, ответ на простой вопрос «чьи ракеты чаще падают» можно уточнять практически до бесконечности. На первый взгляд кажется, что всё просто: вот наши ракеты, вот - европейские, а вот - американские, но на деле ситуация немножко сложнее.

Европейцы запускают российские ракеты с космодрома Куру, южнокорейская ракета Наро это наполовину наша Ангара, украинский Днепр летал с российских космодромов, а использовавшийся в международном проекте «Морской старт» Зенит был частично российским и частично - украинским.

В прошлом анализе для простоты я выбросил запуски ракет, созданных более чем одной страной. Но чтобы точнее оценить вклад разных стран в аварийность запусков, сейчас мне пришлось собрать информацию о восьми сотнях космических запусков за последние 10 лет: кто запускал, кто произвёл первую ступень ракеты-носителя, кто - последнюю ступень или разгонный блок и, разумеется, по чьей вине произошла авария.

Например, спутник выведен, но на нерасчётную орбиту. Часть спутников при этом может свою орбиту скорректировать, а часть - нет и становится бесполезным хламом.

Бывает и так, что одним носителем выводится сразу несколько спутников, причём часть успешно, а часть не может отделиться от разгонного блока или просто падает.

Отдельный разговор - аварии, которые произошли до запуска, как это было со взорвавшимся на стартовом столе Фальконом-9: полёта не было, а ракета и спутник - потеряны.

К сожалению, если учесть абсолютно все нюансы, то сравнить ничего не получится - почти каждый случай будет уникален. С другой стороны, увлекаться обобщениями тоже плохо - за цифрами легко потерять суть и причины происходящего. Нужно искать золотую середину.

Условия соревнования

Второй - по отношению аварий последних ступеней или разгонных блоков к запускам, в которых они отработали.

Третий (самый показательный) - суммарный: по отношение всех аварий ко всем запускам.

Успехом считается такой вывод основной полезной нагрузки, при котором спутник или корабль оказались в состоянии выполнить свою миссию.

Аварийность носителей

За десять лет из 269 запусков российских ракет 7 закончились авариями, что даёт уровень аварийности носителей в 2,6%. У американцев за те же 10 лет из-за экспериментов Илона Маска аварийность носителей оказалась чуть лучше - 1,52%. У Китая - 0,64% а Япония с ЕС вышли в отличники, не потеряв ни одной ракеты из 32 и 70 соответственно. Только индусы оказались хуже нас с 2,7% аварий.

В последние пять лет ракеты вообще теряли только мы и американцы, и мы теряли больше - 2,27% против 1,79%. Статистика за три года сократила разрыв, но расстановка сил осталась неизменной: у нас 1,52% аварий, у американцев - 1,43%.

В общем, всё как в старом советском анекдоте: у нас почётное шестое место, у американцев - предпоследнее. Разница, правда, в том, что у них падали новые, неотработанные ракеты, совершившие свой первый успешный полёт всего несколько лет назад (Фалькон-1, Фалькон-2 и Антарес), а у нас Протоны, которым 53 года, и Союзы с более чем 60-летней историей.

На самом деле, это меня беспокоит куда больше, чем последнее место, потому что говорит не о конструктивных недостатках ракет, которые можно сравнительно легко исправить, а о низкой культуре производства.

Отвратительный менеджмент, нищенские зарплаты, тотальная некомпетентность - вот истинные причины аварий, а задом наперёд установленные датчики идущие вразнос турбонасосные агрегаты это всего лишь следствие. Так что пока по телевизору будут обсуждать технические аспекты аварии, а не организационные, можете быть уверены - наши ракеты будут продолжать падать.

Аварии последней ступени

Больше половины наших аварий произошло буквально в одном шаге от успеха: во время работы последней ступени или разгонного блока. За десять лет на этой стадии полёта мы потеряли 9 из 281 космических аппаратов, то есть 3,19%. Китай - 1,92%, США - 1,03%, Япония и ЕС не потеряли ничего. Хуже нас с показателем 5,56% аварий опять оказалась только Индия.

1. США: 0%, 110 пусков
2. ЕС (ESA): 0%, 38 пусков
3. Япония: 0%, 21 пуск
4. Китай: 3,45%
5. Россия: 3,03%
6. Индия: 4,17%

А вот в последние три года кое-что изменилось:

1. США: 0%, 69 пусков
2. ЕС (ESA): 0%, 26 пусков
3. Япония: 0%, 14 пусков
4. Китай: 3,45%
5. Индия: 5,88%
6. Россия: 5,97%

Да, вот и оно - наше очередное шестое место. И это не считая ещё четырёх случаев, когда наши разгонные блоки выводили спутники на орбиту с серьёзными отклонениями.

Вообще, разгонные блоки Фрегат и, особенно, Бриз, использующиеся на последней стадии выведения, это буквально ахиллесова пята отечественной космонавтики. Аварийность Бриз-М - запредельные 8,5%.

Причина проста: к нашей низкой культуре производства добавились ошибки, допущенные при разработке блока. Блок очень плотно скомпонован и представляет собой кольцо из баков с горючим и окислителем, внутри которого находится двигатель и прочая аппаратура.

Из-за плотной компоновки многие детали работают почти на пределе прочности, а работающий двигатель разогревает баки. В одной из аварий перегрев двигателя всего на 1-2 градуса в сочетании с повышенной на пару градусов выше нормы температурой топлива привёл к закипанию окислителя и нарушению работы турбонасосного агрегата.

Как цифры ни крути, суть от этого не меняется: состояние космической отрасли РФ явно не соответствует статусу сверхдержавы. Мы очевидным образом проигрываем конкуренцию: проблемы с качеством и исчезновение преимущества по цене привели к тому, что мы уже два года как утратили лидерство даже по количеству запусков.

Ходят слухи, что Роскосмос решил в пику Илону Маску разработать свою многоразовую ракету. Отличная идея! Но если качество конструкторских решений и культура производства останутся теми же, эту ракету не нужно запускать. Даже из ангара можно не выкатывать, спутники грузить в грузовик и сразу же топить в океане. Результат будет тот же, что и при запуске, но гораздо дешевле...

Разгонный блок (РБ) (межорбитальный буксир) - средство выведения космического аппарата, предназначенное для перемещения выводимых полезных грузов с опорной орбиты на целевую орбиту или направление их на отлетные и межпланетные траектории.Чем ниже орбита, тем больше масса груза, который может вывести на неё ракета-носитель при прочих равных условиях. Поэтому опорную орбиту выгодно делать как можно ниже.
Для перемещения на целевую орбиту РБ должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов) участки пассивного полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой РБ должен иметь маршевый двигатель многократного включения, а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения РБ с космического аппарата и создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления КА,так и от автономной системы управления самого РБ. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для ее размещения.

1 - первоначальная переходная орбита;

2 - первое включение апогейного двигателя для выхода на промежуточную переходную орбиту;

3 - определение положения на орбите;
4 - второе включение апогейного двигателя для выхода на первоначальную орбиту дрейфа;
5 - переориентация плоскости орбиты и коррекция ошибок;
6 - ориентация перпендикулярно к плоскости орбиты и коррекция ошибок;
7 -остановка платформы спутника, раскрытие панелей, полная расстыковка с ракетой;
8 - раскрытие антенн, включение гиростабилизатора;
9 - стабилизация положения: ориентация антенн на нужную точку Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце, включение бортового ретранслятора и установление номинального режима его работы.

Низкая опорная орбита (НОО, низкая околоземная орбита) - орбита космического аппарата около Земли. Орбиту правомерно называть «опорной», если предполагается её изменение - увеличение высоты или изменение наклонения. Если же маневры не предусмотрены или космический аппарат вообще не имеет собственной двигательной установки, предпочтительно использование названия «низкая околоземная орбита». В общем случае считается, что космический аппарат находится на опорной орбите, если он движется с первой космической скоростью, которая для планеты Земля порядка 7,9 км/с, и находится на высоте, где соответствующая плотность верхних слоёв атмосферы, в первом приближении, допускает круговое или эллиптическое движение. При этом на орбите такого типа аппарат может находиться и менее одного витка. Типичные параметры опорной орбиты, на примере космического корабля «Союз-ТМА» составляют:
Минимальная высота над уровнем Земли (в перигее) - 193 км,
Максимальная высота над уровнем Земли (в апогее) - 220 км,
Наклонение - 51,6 градуса,
Период обращения - около 88,3 минуты.

Первым советским разгонным блоком был ДМ - член семейства разгонных блоков (верхних ступеней), работающих на топливе «жидкий кислород - керосин», и ведущих родословную от Блока «Д» космического ракетного комплекса Н1-Л3, предназначенного для полёта на Луну советских космонавтов.
В составе штатного комплекса блок Д отвечал за перевод связки ЛК-ЛОК (лунный корабль - лунный орбитальный корабль) с траектории перелёта на окололунную орбиту, за перевод ЛК с окололунной орбиты на посадочную траекторию, а также за коррекции при перелёте (блоки А, Б и В - первые три ступени ракеты Н-1, выводившие комплекс на низкую околоземную орбиту, блок Г разгонял экспедицию к Луне). Поэтому максимальное число запусков двигателя блока Д было равно семи, а время жизни блока Д было равно 7 суткам. Кислородный бак имел форму сферы и был снабжён теплоизоляцией. Бак керосина имел тороидальную форму. Тяга двигателя 11Д58 составляла 8,5 тонны.

Разгонный блок Д советской лунной программы.

В связи с неготовностью ракеты Н-1 было принято решение о программе облёта Луны без высадки с помощью ракеты УР-500К. Для этого был разработан космический корабль 7К-Л1, заимствовавший часть систем с орбитального корабля 7К-ОК, известного, как «Союз». Чтобы придать кораблю необходимую скорость, трёхступенчатая УР-500К была снабжена четвёртой ступенью - блоком Д, заимствованным с ракеты Н-1.
Под названиями «Зонд-5» - «Зонд-8» корабль 7К-Л1 четырежды облетал Луну, но без космонавтов («Зонд-4» был запущен в противоположную от Луны сторону на высокоэллиптическую орбиту с высотой апогея около 330 000 км).
Ракета УР-500К, получившая имя «Протон», вместе с блоком Д и дальше использовалась для запуска лунных станций Луна-15…Луна-24, и межпланетных станций Венера-9…Венера-16, Марс-2…Марс-7, Вега и Фобос. В 1974 году начались полёты и на стационарную орбиту для вывода спутников связи «Горизонт», «Радуга», «Экран».
Требования, предъявлявшиеся к блоку Д в составе лунного комплекса, не вполне соответствовали тому, что было нужно для АМС и спутников связи. В результате была предпринята модификация, направленная на повышение грузоподъёмности и снижения стоимости блока Д. Модифицированный разгонный блок, названный ДМ, имел время активного существования всего 9 часов, и количество запусков двигателя было ограничено тремя.
Самым первым разгонным блоком является знаменитая в свое время RM-81 «Аджена» - американский разгонный блок и платформа обеспечения спутников, первоначально разрабатывался компанией Lockheed в интересах программы создания разведывательных спутников WS-117L. После разделения WS-117L на программы разработки спутников фоторазведки SAMOS и CORONA и программу разработки спутников раннего предупреждения о ракетном нападении MIDAS , «Аджена» стала использоваться в качестве разгонного блока и одного из основных компонентов в нескольких программах, в том числе при выведении на орбиту спутников фоторазведки СORONA и в качестве мишени для отработки сближения и стыковки в космосе с пилотируемыми кораблями по программе Джемини (от Джемини-6A и до Джемини-12 включительно). В качестве разгонного блока применялся в составе ракет-носителей «Атлас-Аджена», «Тор-Аджена», «Торад-Аджена» и Титан-3B . Всего, начиная с 28 февраля 1959 года, «Аджена» запускался 365 раз, последний запуск состоялся в феврале 1987 года.

Ракета "Аджена", применявшаяся в качестве разгонного блока.

RM-81 «Аджена» приспособлена для длительного пребывания в условиях космического пространства с повторными запусками двигательной установки для коррекции орбиты и спуска космического аппарата (не отделяемого от «Аджены» на орбите). Масса ступени с топливом составляет около 7 тонн, тяга жидкостного ракетного двигателя 72 кН.

Из современных российских разгонных блоков можно выделить «Фрегат» - универсальный разгонный блок , который может быть использован в составе ракеты-носителя среднего и тяжелого классов. Разработан и производится в НПО Лавочкина.

Разгонный блок "Фрегат".

Первый пуск разгонного блока «Фрегат» состоялся в 2000 году с космодрома Байконур.
Испытания модификации «Фрегат-СБ» стартовали в апреле 2009 года на космодроме Байконур.
Ракета-носитель «Союз-ФГ» с разгонным блоком «Фрегат» использовалась для запуска в 2003 межпланетной станции «Марс-экспресс», а в 2005 похожей станции «Венера-экспресс». Всего было 25 удачных пусков.
Рассматривается возможность использования разгонного блока «Фрегат» на западноевропейской ракете-носителе Ариан-5 для развертывания системы спутниковой навигации Галилео.
Большая часть запусков РН Союз-2 осуществлена и планируется осуществляться с использованием РБ «Фрегат», в частности, именно такой связкой будут выводиться все спутники Глонасс-К - аппараты 3-го поколения системы ГЛОНАСС.
«Центавр» - разгонный блок, в разных модификациях использовался в составе ракет-носителей лёгкого и тяжёлого классов. Использовался для большинства межпланетных исследовательских программ НАСА и вывода на геостационарную орбиту («ГСО») спутников США различного назначения. Широко использовался на РН «Титан-4», в настоящее время используется на РН «Атлас-5» и в видоизменённом виде на РН «Дельта-4».
Центавр использует криогенные компоненты топлива жидкий кислород и жидкий водород (LH2/LOX), стабилизация содержимого баков обеспечивается давлением. В качестве двигателя используется один или два ЖРД RL10A-4-2 разработки Рокетдайн с тягой 10.1 тс (99.2 кН). Система инерциальной навигации («СИН»), расположенная на Центавре, способна обеспечивать управление и навигацию всей ракеты-носителя, т.е. у первой ступени нет собственной системы управления.

Разгонный блок "Центавр".

«Паром» - межорбитальный буксир многократного использования , проектировался в РКК «Энергия» с 2000 года, и который, предполагался на смену одноразовым транспортным космическим кораблям типа «Прогресс».
«Паром» должен был поднимать с низкой опорной орбиты, (200 км.) до орбиты МКС (350,3 км.) контейнеры - сравнительно простые, с минимумом оборудования, выводимые в космос при помощи «Союзов» или «Протонов» и несущие, соответственно, от 4 до 13 тонн грузов. «Паром» имеет два стыковочных узла: один для контейнера, второй - для причаливания к МКС. После вывода контейнера на орбиту паром за счёт своей двигательной установки спускается к нему, стыкуется с ним и поднимает его к МКС. А после разгрузки контейнера «Паром» спускает его на более низкую орбиту, где тот отстыкуется и самостоятельно тормозит (у него тоже есть небольшие двигатели), чтобы сгореть в атмосфере. Буксир же останется ждать новый контейнер, для последующей буксировки на МКС. И так много раз. От контейнеров же «Паром» дозаправляется, а, находясь на дежурстве в составе МКС, проходит, по мере надобности, профилактический ремонт. Вывести контейнер на орбиту можно будет практически любым отечественным или иностранным носителем.
Российская космическая корпорация «Энергия» планировала запустить в космос первый межорбитальный буксир типа «Паром» в 2009 году, однако, с 2006 года, официальных анонсов и публикаций, посвящённых развитию этого проекта, не было.

Я поделился с Вами информацией, которую "накопал" и систематизировал. При этом ничуть не обеднел и готов делится дальше, не реже двух раз в неделю. Если Вы обнаружили в статье ошибки или неточности - пожалуйста сообщите.E-mail: [email protected]. Буду очень благодарен.

Одна из ступеней ракеты-носителя. При помощи разгонного блока космический аппарат переводится с орбиты, называемой опорной, на другие околоземные орбиты либо выводится на отлетную траекторию к другим планетам.

Первым из советских разгонных блоков, позволяющих осуществлять старт в условиях невесомости, был блок «Л». Первый полет должен был состояться в 1960 г., но из-за недоработок компьютера запуск не был произведен. 12 февраля 1961 г. произошел первый успешный пуск в составе автоматической межпланетной станции «Венера-1». Разгонный блок «Л» создавался для запуска первых межпланетных станций серии «Венера», «Марс» и лунных станций «Луна-4», «Луна-13». Разгонный блок «ДМ», работающий на топливной смеси, в состав которой входит жидкий кислород и керосин, является модификацией блока «Д» космического ракетного комплекса Н1-ЛЗ, который предназначался для полетов на Луну. Блок «Д» был четвертой ступенью в комплексе. Первые три выводили аппарат на низкую орбиту, а пятая разгоняла экспедицию к Луне. Кислородный бак выполнялся в виде сферы и оборудовался теплоизоляцией. Заправка бака осуществлялась кислородом, температура которого около -200 °С. Такая низкая температура кислорода необходима для сокращения потерь в результате испарения, ведь температура кипения жидкого кислорода--183 °С. С понижением температуры увеличивается плотность кислорода и соответственно уменьшается занимаемый объем. Ракета «Протон» с разгонным блоком «Д» использовалась для запуска межпланетных станций серии «Венера» с № 9 по № 16, станций «Вега» и «Фобос», лунных станций «Луна» с № 15 по № 24. Позднее, в 1974 г., начался вывод спутников «Горизонт» и «Экран» на стационарные орбиты с использованием разгонных блоков «Д».

Все новые требования, предъявляемые межпланетными станциями и спутниками связи, привели к тому, что был внесен ряд изменений. Время активного существования увеличилось до 9 ч, и при этом сократилось количество запусков двигателя. Это позволило убрать теплоизоляцию бака двигателя и ряд блоков системы обеспечения запуска.

В настоящее время использование разгонного блока «Д» в составе комплекса «Протон» подходит к концу, но модификация «ДМ-SL» остается в составе комплекса «Зенит». На ракете «Протон» будет использоваться блок «Бриз-М», так как он использует такие же компоненты топлива, по этой же причине остается в строю блок «ДМ-SL» в составе «Зенита». Разгонный блок «Бриз-М», первый запуск которого в составе ракетного комплекса «Протон-М» состоялся 7 апреля 2001 г., обеспечивает выведение полезной нагрузки на низкие, средние, высокие орбиты, в том числе и геостационарные орбиты.

При использовании блока «Бриз-М» увеличивается до 3,3 т масса полезной нагрузки, выводимой на геостационарную орбиту Земли. Модификация, разгонный блок «Бриз-КМ», благодаря возможности многократного включения своего маршевого двигателя, позволяет использовать различные схемы выведения космических аппаратов в космос, в том числе позволяет реализовать групповой запуск на несколько различных орбит. В НПО Лавочкина был разработан разгонный блок нового поколения «Фрегат». Сфера применения - в составе ракет-носителей среднего и тяжелого классов. Может осуществлять вывод на опорные орбиты, геостационарную и геопереходную орбиты, используется на различных участках для стабилизации и ориентации. В 2000 г. произошел первый пуск «Фрегата». В 2005 г. «Фрегат» в составе ракеты-носителя «Союз-ФГ» позволил запустить межпланетную станцию «Венера-экс-пресс».

Что касается перспектив развития, то в настоящее время в ГКНПЦ им. Хру-ничева совместно с НПО «Молния» ведется разработка многоразовых ускорителей типа «Байкал» вместо универсальных одноразовых разгонных блоков. Для реализации этого проекта разгонный блок нового образца должен снабжаться системой спасения, основанной на концепции беспилотного летательного аппарата, который должен возвращаться в режиме дозвукового крейсерского полета на место старта. Необходимо оснащать разгонный блок вспомогательным воздушно-реактивным двигателем и оперением, компоновка осуществляется по аэродинамической схеме.

Для ориентации отработавшего разгонного блока перед входом в плотные слои атмосферы блоки оснащаются реактивной системой управления, после входа в атмосферу управление производится аэродинамическими органами управления. Планирование переходит в моторный полет, реализуемый воз-душно-реактивными двигателями, которые могут быть установлены в носовой части многоразового ускорителя. Для посадки блок может оснащаться колесным шасси самолетного типа. Необходимо оснащать разгонный блок бортовым измерительным комплексом, который будет осуществлять сбор и передачу на космодром информации о состоянии и функционировании бортовых систем.

Первые испытания многоразовых ускорителей ракеты-носителя семейства «Ангара» на масштабных моделях были уже проведены разработчиками. Технология многоразовых разгонных блоков достаточно проста, чтобы могла быть реализована и использована при запуске ракетоносителей уже в ближайшие годы. При оптимизации конструктивно-баллистических характеристик и различных программ управления потери, вызванные применением системы спасения, не превысят 50% от массы полезного груза, выводимого на низкую круговую орбиту. Внедрение таких многоразовых разгонных блоков, помимо снижения удельной себестоимости, позволит сократить поля падения отработавших частей ракетоносителей и разгрузить производственные линии для последующей реализации других проектов.

Разгонные блоки (РБ), часто называемые межорбитальными буксирами, обеспечивают перемещение выводимых полезных грузов с орбиты на орбиту или направление их на "отлетные" и межпланетные траектории. Для этого РБ должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением (как правило, приращением) скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение его маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов и более) участки пассивного (по инерции) полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой РБ должен иметь маршевый двигатель многократного включения (чаще всего, ЖРД), а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения РБ с КА, а также создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления КА, так и от автономной системы управления самого РБ. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для ее размещения.

Первый в мире РБ - блок "Е" для РН «Союз» был создан в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева для обеспечения полета КА "Луна-1", стартовавшего 2 января 1959 года. В дальнейшем этот блок стал использоваться в качестве третьей ступени РН типа "Восток". Входящий в его состав маршевый кислородно-керосиновый ЖРД РД-7 был создан в рекордно короткие сроки (6 месяцев) на базе камеры разработки М.В.Мельникова и турбонасосного агрегата С.А. Косберга.

Позже в Центральном КБ экспериментального машиностроения (так стало называться ОКБ-1) под руководством М.В.Мельникова был также создан кислородно-керосиновый ЖРД С1-5400 и для второго отечественного РБ - блока "Л". Этот двигатель, являясь первым в мире ЖРД с дожиганием генераторного газа на данных компонентах, обладал высоким удельным импульсом и большим ресурсом работы, что обеспечило его успешную и длительную эксплуатацию в составе РН "Молния". Блок "Л" широко использовался для полетов межпланетных КА типа "Луна", "Венера" и "Марс", а также часто применялся для запуска солнечных обсерваторий "Прогноз" и спутников

связи "Молния" на высокоэллиптические орбиты.

Однако основной прорыв в создании многопрофильных РБ состоялся в конце 60-х годов и был связан с осуществлением проекта «Н1-ЛЗ», предназначавшегося для выполнения лунной экспедиции. Тогда было создано сразу два достаточно мощных РБ - блоки "Г" и "Д", входивших в состав головного блока ЛЗ. Оба блока также использовали в качестве компонентов ракетного топлива жидкий кислород и керосин, а их двигатели создавались в ЦКБ ЭМ путем модернизации и форсирования ЖРД С1-5400 блока "Л". К сожалению, блок «Г» после прекращения работ по программе Н1-ЛЗ применения не нашел, а вот блок "Д", по предложению С.П.Королева, был установлен на РН "Протон-К" для осуществления проекта УР-500К-Л 1 - первого этапа пилотируемой лунной программы. После закрытия этой программы блок "Д" активно использовался для полетов автоматических станций к Луне, Венере и Марсу. В настоящее время его применение стоит в планах очередных межпланетных экспедиций.

Блок "Д" оказался очень удачным для выведения полезных грузов на геостационарную орбиту. В 1974 году он прошел первые летные испытания в этом качестве, был модернизирован и с 1976 года для запуска КА на геостационарную орбиту используется его модификация - блок "ДМ". Блок "ДМ" в отличие от блока "Д"имеет автономный приборный отсек с собственной системой управления.За прошедшие годы претерпел модернизацию и ЖРД РД-58 блока "Д". В настоящее время блоки "Д" и "ДМ" комплектуются двигателем РД-58М, разработанным уже в НПО "Энергия" под руководством Б.А. Соколова, сменившего М.В. Мельникова на посту Главного конструктора. ЖРД РД-58М, в отличие от предыдущей модификации, может работать на синтине взамен керосина, что дает существенное приращение удельного импульса. Кроме того, число включений двигателя доведено до 7.

Заметим также, что С.П. Королев еще при подготовке проекта Н1-ЛЗ строил планы замены на верхних ступенях РН Н1 кислородно-керосиновых РБ (блоков "Г" и "Д") на один кислородно-водородный. Поэтому в ОКБ-1 параллельно с разработкой блоков "Г" и "Д" велись работы по созданию совершенного кислородно-водородного ЖРД (под руководством М.В.Мельникова) и мощного разгонного блока на его основе. Окончательно не прекратились эти работы и после смерти С.П.Королева. Они шли в рамках разработки под руководством В.П. Мишина новой, более совершенной программы экспедиции на Луну. Работы по мощному кислородно-водородному РБ были доведены до стадии выпуска проектной документации на летное изделие. Причем сам блок был разработан в отделе ОКБ-1, осуществлявшем ранее работы по РН Н1, а двигатель РД-56 для него был создан к 1974 году в ОКБ А.М.Исаева. Это был первый в мире кислородно-водородный ЖРД с дожиганием генераторного газа. В то время он занимал лидирующее положение в области экономичности, ресурса и надежности. Причем, работы в ОКБ Исаева над РД-56 дошли до стадии завершающих стендовых испытаний ЖРД.

В мае 1974 года ЦКБ ЭМ вошло в состав вновь созданногоНПО"Энергия", Генеральным конструктором которого был назначен В.П. Глушко. Новый Генеральный конструктор тогда не до конца понимал перспективы водородных топлив, к тому же он был с самого начала ярым противником проекта Н1-ЛЗ. Под его "горячую" руку и попал проект мощного кислородно-водородного РБ, работы над которым были прекращены. И только сравнительно недавно этот проект был возрожден, и на базе ЖРД РД-56 планируется создание нового кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), который предполагается использовать на перспективных РН. В частности, запланировано установить КВРБ вместо блока "ДМ" на РН "Протон-М" в рамках начавшейся ее модернизации,

В других КБ работы по созданию РБ ограничивались использованием высококипящих КРТ. Так, в НПО "Южное" для РН "Циклон" был разработан РБ С5М на азотном тетроксиде и НДМГ. Он применяется в качестве третьей ступени РН "Циклон-3".

В последнее время для тех же компонентов топлива разработаны еще два перспективных РБ. Один из них - РБ "Фрегат" - создан в НПО им. С.А. Лавочкина. Он допускает до 20 включений маршевого ЖРД в полете и имеет запас топлива на борту до 5350 кг. Оно размешено в четырех сферических баках. Еще две такие же сферические емкости использованы в качестве приборных контейнеров. Все шесть сфер размещены вокруг маршевого ЖРД, камера которого установлена в карданном подвесе. Силовая рама данного кардана крепится к четырем кронштейнам, каждый из которых приварен к соответствующему топливному баку. На РБ "Фрегат" имеется также двигательная установка ориентации и обеспечения запуска маршевого ЖРД. Она работает на каталитическом разложении гидразина, запас которого (около 85 кг) размещен в двухнебольших сферических баках. Каждый из микродвигателей даннойДУ имеет тягу 50 Н при удельном импульсе 2250 Н*с/кг. Наддув баков, обеспечивающий вытеснительную подачу всех компонентов топлива, осуществляется гелием.

Второй перспективный РБ на АТ и НДМГ "Бриз" разработан в КБ "Салют". Он обеспечивает до 25 включений маршевогоЖРД и имеетрабочий запас топлива до 5150 кг. Топливный отсек - цилиндрический с совмещенным днищем при переднем размещении бака окислителя. Верхнее днище бака окислителя сферическое, а нижнееимеет сложнуюформу и образует полусферическую нишу. Эта ниша проходитчерез бакгорючего и образована внутреннейконической обечайкой бака.

Коническая обечайка приваренавверху к нижнему днищу бака окислителя, а внизу - к нижнему сферическому днищу бака горючего. В нише топливного отсека размещенмаршевый ЖРД.

В отличие от "Фрегата", имеющего большой диаметр и небольшие продольные размеры, "Бриз", наоборот, имеет небольшой диаметр и существенно большую длину. Это позволяет при прочих почти одинаковых ТТХ (см. табл.б.1) применять на РН тот или инойРБ в зависимости от условий его компоновки на РН и размеров КА.Присоздании РБ "Бриз" большое внимание было уделено улучшению его эксплуатационных свойств. Так, в частности, заправку блока компонентами ракетного топлива предусмотрено производить в заводских условиях с последующей ампулизаиией блока. Подобная технология используется для БРПЛ.

Основные тактико-технические данные существующих и разрабатывае­мых разгонных блоков представлены в таблице 1.

Заправка РБ высококипящими компонентами ракетных топлив и сжаты­ми газами осуществляется на станциях заправки КА космодрома, низкокипя-

щими компонентами - на стартовом комплексе РКК.

Заправку перспективного РБ «Фрегат» предусмотрено проводить в заво-

дских условиях с последующей ампулизацией топливных баков (отсеков).

Подампулизацией понимается полная изоляция топливного бака от ок­ружающей среды по газовым и гидравлическим каналам.

Дляпредотвращения механического повреждения топливных баков при изменении температуры окружающего воздуха перед заправкой компонентов ракетных топлив прово­дится их насыщение газом (для АТ и НДМГ насыщение проводится азотом).

Таблица 1. Основные тактико-технические данные РБ

Название РБ	Компоненты РТ (О + Г)	Тяга ДУ,	Время работы ДУ, с	Число включений	РН,на которой применяется РБ
БРИЗ	АТ+НДМГ				«Рокот»,»Ангара», «Протон-М»
КВРБ	Кислород+водород				«Протон-М», «Ангара»
	Кислород+керосин				«Протон-К» «Зенит-3»

изменении температуры окружающего воздуха перед заправкой компонентов ракетных топлив прово­дится их насыщение газом (для АТ и НДМГ насыщение проводится азотом).

Применение кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), двига-

тельная установка которого по удельному импульсу (т.е. по энергетическому совершенству) на 18- 28% превосходит двигательные установки РБ на других КРТ, позволит РН «Протон-М» и «Ангара А5» выводить на геостационарную орбиту полезный груз массой 4,2 т (для сравнения, РН «Протон - К» с РБ ДМ выводит на ГСО 2,4т).

О космическом симуляторе Orbiter и, как минимум, двести человек, которые заинтересовались и скачали аддоны к нему, привели меня к идее продолжить цикл постов образовательной и игровой направленности. Также, я хочу облегчить переход от первого поста, в котором всё делает автоматика, не требуя ваших действий, к самостоятельным экспериментам, чтобы не получился анекдот о рисовании совы . Этот пост имеет следующие цели:

• Рассказать о семействе разгонных блоков «Бриз»
• Дать представление об основных параметрах орбитального движения: апоцентре, перицентре, наклонении орбиты
• Дать представление об основах орбитальной механики и запусках на геостационарную орбиту (ГСО)
• Предоставить простое руководство по освоению ручного выхода на ГСО в симуляторе

Введение

Об этом мало задумываются, но семейство разгонных блоков «Бриз» - «Бриз-М», «Бриз-КМ» - это пример аппарата, разработанного уже после распада СССР. Причин такой разработки было несколько:

• На основе МБР УР-100 разрабатывалась конверсионная ракета-носитель «Рокот», для которой был бы полезен разгонный блок (РБ).
• На «Протоне» для выведения на ГСО использовался РБ «ДМ», который использовал «неродную» для «Протона» пару «кислород-керосин», имел время автономного полёта всего 7 часов, да и грузоподъёмность его можно было бы увеличить.

В 1990-1994 годах прошли испытательные пуски и, в мае-июне 2000 года состоялись полёты обеих модификаций «Бриза» - «Бриз-КМ» для «Рокота» и «Бриз-М» для «Протона». Главное различие между ними - наличие дополнительных сбрасываемых топливных баков на «Бризе-М», которые дают бОльший запас характеристической скорости (delta-V) и позволяют выводить более тяжелые спутники. Вот фотография, которая очень хорошо иллюстрирует разницу:

Конструкция

Блоки семейства «Бриз» отличаются очень плотной компоновкой:

Более подробный чертёж

Обратите внимание на технические решения:

• Двигатель находится внутри «стакана» в баке
• Внутри баков также находятся баллоны с гелием для наддува
• Баки горючего и окислителя имеют общую стенку (благодаря использованию пары НДМГ/АТ это не представляет технической сложности), нет увеличения длины блока из-за межбакового отсека
• Баки являются несущими - нет силовых ферм, которые бы требовали дополнительного веса и увеличивали длину
• Сбрасываемые баки фактически являются половиной ступени, что, с одной стороны, требует лишнего веса на стенки, с другой - позволяет увеличивать запас характеристической скорости за счет сброса пустых баков.

Плотная компоновка экономит геометрические размеры и вес, но она имеет и свои недостатки. Например, двигатель, который, работая, излучает тепло, находится очень близко к бакам и трубопроводам. И сочетание более высокой (на 1-2 градуса, в пределах спецификации) температуры топлива с более высокой теплонапряженностью работы двигателя в процессе работы (тоже в пределах спецификации) привело к закипанию окислителя, нарушению охлаждения турбины ТНА жидким окислителем и нарушению её работы, что вызвало аварию РБ при выведении спутника «Ямал-402» в декабре 2012 года .
В качестве двигателей РБ используется комбинация из двигателей трех типов: маршевого С5.98 (14Д30) тягой 2 тонны, четырех двигателей коррекции (фактически это двигатели осаждения, ullage motors), которые включаются перед пуском маршевого двигателя для осаждения топлива на дно баков, и двенадцати двигателей ориентации тягой 1,3 кг. Маршевый двигатель имеет весьма высокие параметры (давление в камере сгорания ~100 атм, удельный импульс 328,6 с) несмотря на открытую схему. Его «отцы» стояли на марсианских станциях «Фобос» а «деды» - на посадочных лунных станциях типа «Луна-16». Маршевый двигатель может гарантированно включаться до восьми раз, а срок активного существования блока не меньше суток.
Масса полностью заправленного блока составляет до 22,5 тонн, полезная нагрузка достигает 6 тонн. Но суммарная масса блока после отделения от третьей ступени ракеты-носителя чуть меньше 26 тонн. При выводе на геопереходную орбиту РБ недозаправляется, а полностью заполненный бак для прямого вывода на ГСО выводил максимум 3,7 тонны полезной нагрузки. Тяговооруженность блока получается равной ~0.76. Это недостаток РБ «Бриз», но небольшой. Дело в том, что после отделения РБ+ ПН находятся на незамкнутой орбите, что требует импульса на довыведение, а небольшая тяга двигателя приводит к гравитационным потерям. Гравитационные потери составляют примерно 1-2%, что весьма немного. Также, длительные периоды работы двигателя повышают требования к надёжности. С другой стороны, у маршевого двигателя гарантированный срок работы до 3200 секунд (почти час!).

Немного о надежности

Семейство РБ «Бриз» эксплуатируется весьма активно:

• 4 полёта «Бриз-М» на «Протоне-К»
• 72 полёта «Бриз-М» на «Протоне-М»
• 16 полётов «Бриз-КМ» на «Рокоте»

Итого 92 полёта на 16 февраля 2014 года. Из них произошло 5 аварий (частичный успех с «Ямал-402» я записал в аварию) по вине блока «Бриз-М» и 2 по вине «Бриз-КМ» что даёт нам надёжность 92%. Рассмотрим причины аварий более подробно:

1. 28 февраля 2006, ArabSat 4A - преждевременный останов двигателя из-за посторонней частицы, попавшей в сопло гидротурбины ( , ), единичный производственный дефект.
2. 15 марта 2008, AMC-14 - преждевременный останов двигателя, разрушение высокотемпературного газопровода (), потребовалась его доработка.
3. 18 августа 2011, Экспресс-АМ4. Необоснованно «заужен» временной интервал подворота гиростабилизированной платформы, неправильная ориентация (), ошибка программистов.
4. 6 августа 2012, Telkom 3, Экспресс-МД2. Останов двигателя из-за засорения магистрали наддува (), производственный дефект.
5. 9 декабря 2012, Ямал-402. Останов двигателя из-за выхода из строя ТНА, сочетание неблагоприятных факторов температурного режима ()
6. 8 октября 2005, «Бриз-КМ», Cryosat, неразделение второй ступени и РБ, нештатная работа ПО (), ошибка программистов.
7. 1 февраля 2011, «Бриз-КМ», Гео-ИК2, нештатный импульс двигателя, предположительно из-за отказа системы управления, из-за отсутствия телеметрии точную причину установить невозможно.

Если проанализировать причины аварий, то с проблемами конструкции и ошибками проектирования связаны только две - прогар газопровода и нарушение охлаждения ТНА. Все прочие аварии, причина которых известна достоверно, связаны с проблемами качества производства и подготовки к пуску. Это неудивительно - космическая отрасль требует очень высокого качества работы, и ошибка даже рядового сотрудника может привести к аварии. Сам по себе «Бриз» не является неудачной конструкцией, однако, стоит отметить отсутствие запаса прочности из-за того, что для обеспечения максимальных характеристик РБ материалы работают близко к границе своей физической прочности.

Полетаем

Пора перейти к практике - отправиться вручную на геостационарную орбиту в Orbiter"е. Для этого нам потребуются:
Релиз Орбитера, если вы его ещё не скачали после прочтения первого поста, вот ссылка .
Аддон «Proton LV» скачать отсюда

Немного теории

Из всех параметров орбиты здесь нас будут интересовать три параметра: высота перицентра (для Земли - перигей), высота апоцентра (для Земли - апогей) и наклонение:

• Высота апоцентра - это высота самой высокой точки орбиты, обозначается как На.
• Высота перицентра - это высота самой низкой точки орбиты, обозначается как Нп.
• Наклонение орбиты - это угол между плоскостью орбиты и плоскостью, проходящей через экватор Земли (в нашем случае орбит вокруг Земли), обозначается как i .

Геостационарная орбита - это круговая орбита с высотой перицентра и апоцентра 35 786 км над уровнем моря и наклонением 0 градусов. Соответственно, наша задача разбивается следующие этапы: выйти на низкую околоземную орбиту, поднять апоцентр до 35 700 км, изменить наклонение до 0 градусов, поднять перицентр до 35 700 км. Изменять наклонение орбиты выгоднее в апоцентре, потому что там меньше скорость спутника, а, чем меньше скорость, тем меньшую delta-V надо приложить для её изменения. Одна из хитростей орбитальной механики состоит в том, что иногда выгоднее поднять апоцентр гораздо выше нужного, изменить наклонение там, и позже опустить апоцентр до нужного. Траты на подъем и спуск апоцентра выше нужного + изменение наклонения могут быть меньше, чем изменение наклонения на высоте нужного апоцентра.

План полёта

В сценарии с «Бризом-М» надо вывести «Sirius-4», шведский спутник связи, запущенный в 2007 году. За прошедшие годы его уже успели переименовать, теперь это «Астра-4А» . План его выведения был такой:


Понятное дело, что мы, выходя на орбиту вручную, лишаемся точности автоматов, исполняющих расчеты баллистиков, поэтому наши параметры полёта будут с довольно большими ошибками, но это не страшно.

Этап 1. Выход на опорную орбиту

Этап 1 занимает время от запуска программы до выхода на круговую орбиту высотой примерно 170 км и наклонением 51 градус (тяжкое наследие широты Байконура, при пуске с экватора было бы сразу 0 градусов).
Сценарий Proton LV / Proton M / Proton M - Breeze M (Sirius 4)

От загрузки симулятора до отделения РБ от третьей ступени можно любоваться видами - всё делает автоматика. Разве что необходимо переключить фокус камеры на ракету с вида с земли (нажимать F2 до значений слева-сверху absolute direction или global frame ).
В процессе выведения рекомендую переключиться на вид «изнутри» по F1 , подготовиться к тому, что нас ждет:


Кстати, в Orbiter можно включить паузу по Ctrl-P , это может вам пригодиться.
Немного пояснений о значениях важных для нас показателей:


После отделения третьей ступени мы оказываемся на незамкнутой орбите с угрозой упасть в район Тихого океана, если мы будем действовать медленно или неверно. Для того, чтобы избежать такой печальной участи, нам следует выйти на опорную орбиту, для чего нам следует:

1. Остановить вращение блока нажатием кнопки Num 5 . Т.н. режим KillRot (остановка вращения). После фиксации положения режим автоматически выключается.
2. Переключить вид назад на вид вперед кнопкой C .
3. Переключить индикатор лобового стекла в орбитальный режим (Orbit Earth сверху) нажатием кнопки H .
4. Клавишами Num 2 (поворот вверх), Num 8 (поворот вниз), Num 1 (поворот влево), Num 3 (поворот вправо), Num 4 (крен влево), Num 6 (крен вправо) и Num 5 (остановка вращения) повернуть блок по направлению движения с углом тангажа примерно 22 градуса и зафиксировать положение.
5. Начать процедуру запуска двигателя (сначала Num + , потом, не отпуская, Ctrl ).

Если вы все сделаете правильно, картинка будет примерно такая:


После включения двигателя:

1. Создать вращение, которое зафиксирует угол тангажа (пара нажатий Num 8 и угол не будет заметно меняться).
2. В процессе работы двигателя удерживать угол тангажа в диапазоне 25-30 градусов.
3. Когда значения перицентра и апоцентра будут в районе 160-170 км, выключить двигатель кнопкой Num * .

Если всё прошло хорошо, будет что-то вроде:


Самая нервная часть закончилась, мы на орбите, упасть уже некуда.

Этап 2. Выход на промежуточную орбиту

Из-за низкой тяговооруженности, апоцентр до 35 700 км приходится поднимать в два этапа. Первый этап - это выход на промежуточную орбиту с апоцентром ~5000 км. Специфика проблемы - надо разгоняться так, чтобы апоцентр не оказался в стороне от экватора, т.е. надо разгоняться симметрично относительно экватора. В этом нам поможет проекция схемы выведения на карту Земли:


Картина для запущенного на днях Турксат 4А, но это неважно.
Подготовка к выходу на промежуточную орбиту:

1. Переключить левый многофункциональный дисплей в режим карты (Левый Shift F1 , Левый Shift M ).
2. R , замедлить в 10 раз T ) подождать до пролёта над Южной Америкой.
3. Сориентировать блок в положение по вектору орбитальной скорости (носом по направлению движения). Можно нажать кнопку [ , чтобы это делала автоматика, но здесь это не очень эффективно, лучше вручную.

Должно получиться что-то вроде:


В районе широты 27 градусов надо включить двигатель, и, удерживая ориентацию по вектору орбитальной скорости, лететь до достижения апоцентра 5000 км. Можно включать ускорение 10х. По достижении апоцентра 5000 км, выключить двигатель.

Музыка, по-моему, очень подходит к разгону на орбите

Если всё прошло хорошо, то получим что-то типа:

Этап 3. Выход на переходную орбиту

Очень похоже на этап 2:

1. С помощью ускорения времени (ускорить в 10 раз R , замедлить в 10 раз T , можно спокойно ускорять до 100х, 1000х не советую) подождать до пролёта над Южной Америкой.
2. Сориентировать блок в положение по вектору орбитальной скорости (носом по направлению движения).
3. Придать блоку вращение вниз для сохранения ориентации по вектору орбитальной скорости.
4. В районе широты 27 градусов надо включить двигатель, и, удерживая стабилизацию по вектору орбитальной скорости, лететь до достижения апоцентра 35700 км. Можно включать ускорение 10х.
5. Когда во внешнем топливном баке кончится топливо, сбросить его нажатием D . Запустить двигатель снова.

Сброс топливного бака, видна работа двигателей осаждения


Результат. Обратите внимание, я поторопился выключить двигатель, апоцентр 34,7 тысячи км. Это не страшно, для чистоты эксперимента оставим так.


Красивый вид

Этап 4. Изменение наклонения орбиты

Если вы всё делали с небольшими ошибками, то апоцентр будет в районе экватора. Порядок действий:

1. Ускоряя время до 1000х подождать подлёта к экватору.
2. Сориентировать блок перпендикулярно полёту, вверх, если смотреть с внешней стороны орбиты. Для этого подойдет автоматический режим Nml+, который активируется нажатием кнопки ; (она же ж )
3. Включить двигатель.
4. Если после маневра по обнулению наклонения останется топливо, можно потратить его на поднятие перицентра.
5. После окончания топлива кнопкой J отделить спутник, раскрыть его солнечные панели и антенны Alt-A , Alt-S

Начальная позиция перед маневром


После маневра

Этап 5. Самостоятельное выведение спутника на ГСО

У спутника есть двигатель, с помощью которого можно поднять перицентр. Для этого в районе апоцентра ориентируем спутник по вектору орбитальной скорости и включаем двигатель. Двигатель слабый, надо повторять несколько раз. Если всё будете делать правильно, у спутника ещё останется примерно 20% топлива на коррекцию возмущений орбиты. В реальности, воздействие Луны и других факторов приводит к тому, что орбита спутников искажается, и приходится тратить топливо на поддержание требуемых параметров.
Если у вас всё получилось, картинка будет примерно следующей:

Ну и небольшая иллюстрация того, что спутник на ГСО находится над одним местом Земли:

Схема пуска Турксат 4А, для сравнения

UPD : посоветовавшись с , заменил уродливую самодельную кальку с Орбитеровских Prograde/Retrograde на реально существующий термин «по/против вектора орбитальной скорости»
UPD2 : Со мной связался специалист по адаптации полезных нагрузок для «Бриза-М» ГКНПЦ им. Хруничева, добавил пару замечаний к статье:

1. На суборбитальную траекторию (начало этапа 1) в реальности выводится не 28 т, а чуть меньше 26, потому что РБ не заправляют полностью.
2. Гравитационные потери составляют всего 1-2%

Теги:

• космонавтика
• Orbiter
• бриз-м

Добавить метки