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.

Важнейшей составной частью системы средств выведения являются разгонные блоки (РБ), называемые также межорбитальными буксирами. Разгонные блоки 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 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 КА 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.

Разгонный блок “ДМ” предназначен для применения на РН “Протон-К”,”Протон-М” и “Зенит-3”. В 1974 г. прошел первые летные испытания для запуска КА на геостационарную орбиту разгонный блок “Д”, созданный в конце 1960-х гг. для лунной экспедиции. В последующем он был модернизирован, и с 1976 г. для запуска КА на ГСО используется его модификация – блок “ДМ”.

При выведении КА на ГСО РН может работать по двух- или трехимпульсной схеме. При этом в зависимости от долготы стояния КА на ГСО меняются время нахождения РБ на промежуточных орбитах и соответственно общее время полета, которое может составлять от 7 до 21 ч. Во время полета РБ может функционировать или полностью в автономном режиме, или управляться по радио-каналам с Земли.

Двигатель разгонного блока ЖРД РД-58М многократного запуска с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа. Работает на компонентах топлива: окислитель – жидкий кислород, горючее – керосин (РГ-1). Двигатель закреплен в карданном подвесе на внутреннем ярусе двухъярусной фермы. Такая установка двигателя позволяет производить управление по каналам тангажа и рыскания. Для управления по крену используется поворотное сопло,работающее на горячем генераторном газе. В состав ЖРД РД-58М входят также блок многократного запуска и агрегаты автоматики с пневмоуправлением. Кроме того, на РБ установлены два двигателя сис-темы обеспечения запуска, которые закреплены на нижнем днище бака горючего и предназначены для создания начальной осе-вой перегрузки. Они включаются перед запуском основного ЖРД. Для предотвращения теплового воздействия истекающей газовой струи на элементы конструкции и ЖРД используется донная защита, которая представляет собой сваренный из трубок каркас, обтянутый ЭВТИ.

Приборный отсек выполнен в виде герметичного торообразного контейнера и закреплен на внутреннем и внешнем ярусах верхней фермы. Контейнер изготовлен разъемным и содержит приборы системы управления, а также воздушно-жидкостную систему терморегулирования. Разгонный блок “ДМ” комплектуется коническим и цилиндрическим переходниками, которые связывают его с РН. При отделении РБ от третьей ступени РН конический переходник отделяется вместе со ступенью, а через некоторое время сбрасывается и ци-линдрический переходник. Масса сухого блока без сбрасываемых элементов – 2200 кг, максимальная длина – 6,26 м, максимальный диаметр – 4,1 м, масса КРТ и газов – 15 095 кг.

Разгонный блок “Фрегат” создан в НПО им. С.А. Лавочкина для использования в составе РН “Союз-2”. Он допускает до 20 включений маршевого двигателя в полете и имеет запас топлива на борту до 5350 кг. ЖРД работает на компонентах топлива AT + НДМГ. Топливо размещено в четырех сферических баках. Еще две такие же сферические емкости используются в качестве приборных контейнеров. Все шесть сфер размещены вокруг маршевого двигателя, камера которого установлена в карданном подвесе. Силовая рама 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 двигателя. Ее работа основана на каталитическом разложении гидразина, запас которого (-85 кг) размещен в двух небольших сферических баках. Наддувбаков, обеспечивающий вытеснительную подачу всех компонентов топлива, осуществляется гелием. Первый запуск РБ “Фрегат” по программе летных испытаний успешно осуществлен 9 февраля 2000 г. в составе РН “Союз”.

В ГКНПЦ им. М.В. Хруничева создан разгонный блок “Бриз-М”, предназначенный для замены блоков серии “Д”/”ДМ” и использования в составе РН “Протон-К” и “Протон-М”. Новый разгонный блок позволит повысить массу полезной нагрузки, доставляемой на геостационарную орбиту, до 3 т. С 1999 г. РБ “Бриз-М” проходит летные испытания.

РБ “Бриз-М” состоит из центрального блока и окружающего его сбрасываемого тороидального дополнительного топливного бака. Топливный отсек цилиндрический с совмещенным днищем при переднем размещении бака окислителя. Верхнее днище бака окислителя сферическое, а нижнее имеет сложную форму и образует полусферическую нишу. Эта ниша проходит через бак горючего и образована внутренней конической обечайкой бака. Коническая обечайка приварена вверху к нижнему сферическому днищу бака окислителя, а внизу – к нижнему сферическому днищу бака горючего.

Маршевый ЖРД, имеющий возможность многократного (не менее 10) включения, установлен в нише, внутри топливного бака центрального блока. ЖРД малой тяги, работающие на тех же компонентах топлива, что и маршевый двигатель, обеспечивают ориентацию и стабилизацию РБ во время автономного полета, а также поджатие топлива в баках при запусках маршевого двигателя. Установленная в приборном отсеке инерциальная система управления обеспечивает управление полетом РБ “Бриз-М” и его бортовыми системами. РБ оснащен также системой энергопитания и аппаратурой для сбора телеметрической информации и для внешнетраекторных измерений. При создании РБ “Бриз-М” большое внимание было уделено улучшению его эксплуатационных свойств. Так, в частности, заправку РБ компонентами топлива предусматривается производить в заводских условиях с последующей ампулизацией блока.

Принципиальной особенностью конструкции РБ “Бриз-М” является использование многих систем и агрегатов от РБ “Бриз-КМ”, созданного для РН “Рокот”. Для повышения грузоподъемности РБ “Бриз-М” на нем применены сбрасываемые тороидальные топливные баки помимо основных на центральной части блока. Кислородно-водородный разгонный блок (КВРБ) разрабатывается в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева для использования с РН “Протон-М”, а в перспективе – с РН тяжелого класса “Ангара”. Создание КВРБ потребовалось для вывода на высокие орбиты перспективных российских космических аппаратов и расширения спектра услуг на рынке коммерческих пусков. Прообразами этого блока стали нереализованный проект ГКНПЦ им. М.В. Хруничева криогенного разгонного блока “Шторм” и созданный для индийской РН GSLV кислородно-водородный блок 12КРБ.

В ходе проектирования КВРБ были также разработаны несколько его вариантов для применения в составе РН “Зенит” и Arian-5, однако эти варианты пока не нашли своих заказчиков. КВРБ выполнен по одноступенчатой схеме и состоит из верхнего переходника, бакового отсека, двигательного отсека и проставки между КВРБ и РН. Баки КВРБ – несущие, расположены последовательно: сверху – бак жидкого кислорода, снизу – бак жидкого водорода.

Система управления и бортовой измерительный комплекс КВРБ создаются на базе аналогичных систем разгонного блока “Бриз-М”. Электронные блоки этих систем установлены на верхнем переходнике. Переходник имеет также стыковочный элемент для установки на КВРБ космических аппаратов как российского, так и иностранного производства. Рассматриваются два варианта маршевого двигателя КВРБ: РД-0146 разработки КБХА и КВД-1М разработки КБХМ. Двигатель РД-0146 создается на базе американского двигателя RL10A-4-1 совместно КБ химавтоматики и компанией Pratt & Whitney. Изготавливаться двигатель будет в Воронеже. Маршевый двигатель имеет тягу в пустоте около 10 тс. Он крепится в карданном подвесе для управления направлением вектора тяги по тангажу и рысканию. Для управления по вращению устанавливаются два блока рулевых микродвигателей.

Возможен многократный запуск двигателя для вывода полезной нагрузки в заданную точку. Проставка двигательного отсека позволяет блоку при минимальных изменениях стыковаться с РН “Протон-М”, “Ангара” и другими носителями. Заправка топливом, сжатыми газами, обеспечение температурных режимов пожаробезопасности, электрические связи осуществляются через отрывные бортовые разъемы, находящиеся на самом блоке. Число магистралей и электрических связей с РН минимально, что упрощает адаптацию РБ к различным носителям.

Головным изготовителем КВРБ будет Ракетно-космический завод (РКЗ) ГКНПЦ им. М.В. Хруничева. Работа над эскизным проектом ведется в тесном взаимодействии с технологическими службами завода и КБ “Салют”,так как часть необходимых технологий уже освоена опытным производством КБ “Салют” при изготовлении индийского блока 12КРБ. Баки и часть конструкции блока покрыты комбинированной теплоизоляцией, а весь блок находится под головным обтекателем. Пространство между КВРБ и обтекателем разбито диафрагмами на несколько зон для обеспечения пожаробезопасности и необходимых температурных режимов.

Одним из первых космических экспериментов было фотографирование Земли, показавшее, как много могут дать наблюдения из космоса для открытия и разумного использования природных ресурсов. Задачи по разработке комплексов фото- и оптикоэлектронного зондирования земли, картографирования, исследования природных ресурсов, экологического мониторинга, а также по созданию ракет-носителей среднего класса на базе ракет Р-7А выполняет бывший филиал № 3 ОКБ,…

В Испании под руководством Испанского национального института аэрокосмических технологий INTA, финансируемого министерством обороны, разрабатывается проект трехступенчатого твердотопливного легкого носителя Capricornio (“Козерог”) для запуска малых КА. Первая ступень РН представляет собой американский РДТТ Castor-4B, a верхние ступени – испанской разработки. Стартовая масса РН, имеющей длину 18,25 м, составляет 15 т. РН способна выводить на низкие околоземные…

Нынешняя реструктуризация аэрокосмической промышленности США – самый широкомасштабный процесс за всю послевоенную историю. С 1990 г. состоялось более 30 сделок по слияниям и поглощениям. Сюда относятся как крупные приобретения одними компаниями отдельных подразделений других фирм, так и слияния самих корпораций с образованием фирм с новым названием. Однако было бы упрощением рассматривать проходящие в зарубежной аэрокосмической…

Получаемые из космоса фундаментальные данные чрезвычайно важны для понимания глубинных космических процессов и их влияния на Землю. Возможность внеатмосферных наблюдений чрезвычайно важна для астрономических исследований. Земная атмосфера, состоящая из азота, кислорода и других газов, сильно поглощает излучение звезд, и наземные телескопы могут наблюдать его в узких спектральных окнах прозрачности. Между тем звезды излучают в очень…

Развитие орбитальных средств различного назначения характеризуется ростом общего уровня их энергопотребления и соответственно энерговооруженности, а следовательно, и срока активного существования. В частности, уровень энергопотребления бортовой ретрансляционной аппаратуры и служебных систем коммуникационных геостационарных КА нового поколения будет составлять до 5-10 кВт при уровне энерговооруженности 1,4-2,0 Вт/кг, что примерно в 2-3 раза выше, чем соответствующие показатели отечественных…

Структурное построение и радиотехнические системы НКУ КА дальнего космоса отличаются рядом существенных особенностей, связанных с большими удалениями и характером движения лунных и межпланетных космических станций. На удалениях, превышающих сотни тысяч километров, видимое движение КА по небосводу напоминает движение планет: в течение сеанса связи положение КА относительно звезд для наземного наблюдателя практически не меняется. Угловые координаты…

Основополагающим документом, имеющим отношение к проблеме сохранения устойчивого экологического состояния космической среды, является Договор по космосу (1967 г.). Статья 1 этого Договора предусматривает осуществление космической деятельности таким образом, чтобы не затруднить и не нарушить права других стран на мирное освоение космоса. В статье 4 Договора подчеркивается, что государства несут международную ответственность за национальную деятельность в…

Вывод Советским Союзом 4 октября 1957 г. искусственного спутника на орбиту вокруг Земли положил начало космической гонке, которая к настоящему времени достигла небывалых масштабов. На начальном ее этапе, проходившем в условиях “холодной” войны, главные побудительные причины, задававшие тон в этом марафоне, носили политический и военный характер. Престиж и безопасность (в широком понимании) государства – вот…

В 1993 г. фирмой Lockheed была начата программа создания семейства РН LLV (Lockheed Launch Vehicle) малой и средней грузоподъемности. Первый пуск первой РН этого семейства – двухступенчатой твердотопливной РН LLV-1 малой грузоподъемности после неоднократных задержек из-за различных неполадок был осуществлен в августе 1995 г., однако закончился неудачей. Характеристики РН LMLV таковы: LMLV-1 грузоподъемностью порядка 1,0…

Процессы реструктуризации аэрокосмической промышленности, происходящие за рубежом, направлены на достижение качественно нового состояния фирм, позволяющего не только выжить в условиях изменяющейся обстановки,но и обеспечить наращивание конкурентных возможностей на рынке космических товаров и услуг. Преимущества, получаемые фирмами в результате реструктуризации, можно условно выделить в четыре группы. Первая группа – текущая экономия на элементах постоянных издержек. Внутрифирменная…

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).

Разгонный блок КВРБ(КВТК)

Государственный космический научно-производственный центр имени М.В.Хруничева ведет разработку кисло­родно-водородного разгонного блока (КВРБ) (КВТК) для модернизированной ракеты-носителя
"Протон-М" и РКН «Ангара А5». Создание кисло­родно-водородного разгонного блока ба­зируется на основе разработанного в КБХМ жидкостного ракетного двигателя КВД-1.

Конструкция разгонного блока позволяет выполнять длительный полет в условиях космического пространства (до 7, 5 ча­сов) и осуществлять многократное (до 5 раз) включение маршевого двигателя в процессе полета.

Маршевый двигатель устанавливается неподвижно в конической нише, распо­ложенной на нижнем днище бака окис­лителя. В качестве маршевого двигате­ля КВРБ используется модернизиро­ванный жидкостный ракетный двига­тель КВД-1М с турбонасосной систе­мой подачи топлива и дожиганием ге­нераторного газа в камере сгорания. Для управления КВРБ на активных уча­стках полета используются две рулевые камеры, установленные в кардановых подвесах, допускающих отклонение ка­мер в двух плоскостях. Питание руле­вых камер основными компонентами топлива осуществляется от турбонасосного агрегата маршевого двигателя. На нижнем днище бака окислителя уста­новлены два блока двигательной уста­новки малой тяги для стабилизации и ориентации кислородно-водородного блока на пассивных участках полета, а также осадки топлива перед запусками маршевого двигателя. В качестве компонентов топлива в двигательной установ­ке малой тяги используются азотный тетраоксид и несимметричный диметилгидразин.

В составе двигательной установки име­ется система регулирования соотноше­ния расходуемых компонентов топлива, которая обеспечивает одновременное и полное расходование топлива из баков. Наддув бака окислителя и управление пневмоклапанами осуществляется гели­ем, хранящимся в шаробаллонах, распо­ложенных в баке окислителя. Наддув ба­ка горючего осуществляется газообраз­ным водородом, отбираемым от марше­вого двигателя.

Конструкция и характеристики КВРБ позволяют использовать его совместно не только с РН "Протон-М", но и с целым рядом существующих и перспективных РН среднего и тяжелого классов "Анга­ра", "Зенит", "Энергия-М", а также Ariane-5.

Двигатель КВД-1М выполнен по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа. Поддержание и из­менение режима работы двигателя по тяге и соотношению массовых расходов компонентов топлива осуществляется при помощи дросселей, установленных на магистралях питания окислителем генератора и камеры. Дросселирующие элементы дросселей перемещаются эле­ктрическими приводами по командам от системы управления разгонного блока. Запуск и останов двигателя осуществля­ется при помощи агрегатов автоматики, управляемых гелием, подаваемым через функционирующие по программе электропневмоклапаны пневмосистемы РБ. В процессе запуска и останова двигателя производится продувка полостей окис­лителя камеры и газогенератора гелием, подаваемым на из­менение режима работы двигателя по тяге и по соотношению массовых расходов компонентов топлива, которое осуществляется при помощи дросселей, установленных на магистралях питания окислителем генератора и камеры. Дросселирующие элементы дросселей перемещаются эле­ктрическими приводами по командам от системы управления разгонного блока. Запуск и останов двигателя осуществля­ется при помощи агрегатов автоматики, управляемых гелием, подаваемым через функционирующие по программе электропневмоклапаны пневмосистемы РБ. В процессе запуска и останова двигателя производится продувка полостей окис­лителя камеры и газогенератора гелием, подаваемым из пневмосистемы разгон­ного блока. Воспламенение компонентов топлива в камере и газогенераторе осу­ществляется при помощи пиротехничес­ких устройств.

Двигатель может работать совместно с бустерными турбонасосными агрегата­ми окислителя и горючего, создающими необходимые давления компонентов топлива для бескавитационной работы насосов его турбонасосного агрегата. Двигатель снабжен шар-баллоном для раскрутки ТНА при первом запуске ЖРД. Для последующих за­пусков шар-баллон может быть запол­нен водородом высокого давления, отби­раемым из выходного коллектора каме­ры двигателя.

Характеристики двигателя:

Компоненты топлива - жидкий кислород и жидкий водород. Управляющий газ – гелий. Рп = 7,100тс(69,6кН)

t = 800 с (одного включения - 600 с)

рк = 57 кгс/см 2

ргг = 82,3 кгс/см 2

птна = 42000 об./мин.

Токисл. = 81 К

Тгор. = 21,9 К

Число включений 3

Мдв. = 282 кг

Dдв. = 1580мм

hдв. = 2140 мм

Начало летных испытании КВРБ с мо­дернизированной РН "Протон-М" проводилось в 2003 г. Рп = 7,503 тс (73,58 кН);In = 461 с.

Количество включений - до 5. Впервые в мире в августе 1997 г. испы­тан ЖРД на основе КВД-1, в котором вместо жидкого водорода использовался сжиженный природный газ. В двигате­ле осуществлялось дожигание газогене­раторного газа (с избытком горючего) после турбины. Он оснащен системой обеспечения многократного запуска. Специально разработана рулевая каме­ра небольшой тяги, работающая на СПГ и ЖК.

Второе испытание двигателя на СПГ проведено в мае 1998 г. Рулевая камера прошла испытания на 5 включений об­щей продолжительностью
250 с. Рп = 5,500...6,800 тс (53,92...66,66 кН)

рк = 3,2...4,4...6,ЗМПа

Для рулевой камеры:

Рп = 200кгс(1,96кН)

Кт = 1,4...1,6

1.4 Разгонный блок «ДМ»

Разгонный блок "ДМ" предназначен для применения на РН
"Протон-К", "Протон-М" и "Зенит-3"и может быть предложен на РКН «Ангара А5». При выведении КА на геостационарную орбиту РН может работать по двух - или трехимпульсной схеме.При этом в зависимости от заданной долготы стояния спутника на геостационарной орбите меняется время нахождения блока на промежуточных орбитах и соответственно общее время полета, которое может составлять от 7 до 21 часа.Во время полета разгонный блок может функционировать или полностью в автономном режиме, или управляться по радиоканалам с Земли.

Основные массово-габаритные параметры блока следующие:

максимальная длина – 6,28 м;

диаметр в средней части - 3,7м;

диаметр по стыку с РН - 4,1 м;

масса сухого блока без сбрасываемых элементов - 2200 кг;

масса КРТ и газов - 15095 кг;

в том числе:

окислитель - жидкий кислород - 10610 кг,

горючее - керосин (РГ-1) - 4330 кг.

Конструктивно-компоновочная схема блока представлена на рисунке 7. Основным силовым элементом конструкции является межбаковый отсек, к верхнему шпангоуту которого стыкуется ферма крепления приборного контейнера. Эта же ферма используется и для крепления космического аппарата, который устанавливается на кольцевом шпангоуте, расположенном на внутреннем ярусе фермы. Межбаковый отсек в верхней своей части имеет узлы крепления фермы, к которой присоединен шаровый бак окислителя. К нижней части межбакового отсека пристыкована двухъярусная ферма, которая используется для крепления торового бака горючего и маршевого двигателя.

Бак окислителя, в котором размещается жидкий кислород, содержит внутреннюю арматуру, магистрали заправки и слива, наддува и дренажа, указатель наполнения бака при заправке и внутрибаковые перегородки. Внутри бака размещены два шар-баллона с гелием, который используется для наддува баков, продувок, раскрутки турбин бустерных насосных агрегатов и ряда других целей. Внешняя поверхность бака и расходные магистрали закрыты экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ) и гермочехлом. Внутренняя-полость под чехлом при подготовке к пуску продувается предварительно осушенным азотом и гелием.

Бак горючего имеет торовую форму и размещен в нижней части разгонного блока.Он закреплен на внешнем ярусе двухъярусной фермы и имеет также дополнительное крепление по внутреннему контуру этой фермы. С целью уменьшения остатков незабора компонента бак горючего наклонен относительно продольной оси на 3 градуса. Внешняя ее поверхность частично закрыта ЭВТИ, а на верхнем его днище и на двухъярусной ферме размешены элементы системы управления и системы телеизмерений, а также арматура ПГС двигателя. ЖРД РД-58М многократного запуска, с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа. Он закреплен в карданном подвесе на внутреннем ярусе двухъярусной фермы. Такая установка двигателя позволяет производить управление по каналам тангажа и рыскания. Для управления по крену используется поворотное сопло, работающее на горячем генераторном газе, частично отбираемом после турбины ТНА и обеспечивающем работу турбин бустерных насосных агрегатов окислителя и горючего. Последние располагаются непосредственно на выходе из соответствующих баков. В состав ЖРД РД58М входят также блок многократного запуска и агрегаты автоматики с пневмоуправлснием. Кроме того, на блоке "ДМ" установлены два двигателя системы обеспечения запуска, которые закреплены на нижнем днище бака горючего и предназначены для создания начальной осевой перегрузки. Они работают на гидразине и включаются перед запуском основного ЖРД. Для предотвращения теплового воздействия истекающей газовой струи на элементы конструкции и ЖРД используется донная защита, которая представляет собой сваренный из трубок каркас, обтянутый ЭВТИ. Приборный отсек выполнен в виде герметичного торообразного контейнера.Он закреплен на внутреннем и внешнем ярусах верхней фермы. Контейнер изготовлен разъемным и содержит приборы системы управления, а также воздушно-жидкостную систему терморегулирования. Разгонный блок комплектуется коническим и цилиндрическим переходниками, которые связывают его с РН. При отделении РБ от третьей ступени РН конический переходник отделяется вместе со ступенью, а через некоторое время сбрасывается и цилиндрический переходник.

Блок «ДМ» разработан и производится НПО "Энергия», эксплуатируется с РН «Протон» с 1974 года, а его прототип - блок »Д» - с 1967 года.

Рисунок 7 - Разгонный блок «ДМ»:

1 - межбаковый отсек; 2 - ферма крепления приборного отсека, 3-приборный отсек, 4 - внутрибаковые перегородки, 5 - патрубок наддува и дренажа, 6 - указатель наполнения бака при заправке, 7 -баллон с гелием; 8 - сбрасываемый переходный отсек; 9 - бак окислителя; 10- двухярусная ферма; 11 - бак горючего; 12 - блок многократного запуска; 13-карданный подвес двигателя; 14-ЖРД РД-58М; 15-донная тепловая защита; 16-конический переходный отсек.

Рисунок 8 - а – конструктивно-компоновочная схема разгонного блока«ДМ»; б – блок «ДМ» в МИКе космодрома на испытаниях

Блок «ДМ» состоит из:

Маршевого двигателя;

Двух двигательных установок стабилизации и ори­ентации;

Сферического бака окислителя;

Тороидального бака горючего;

Приборного отсека;

Аппаратуры командно-измерительного комплекса;

Отделяемых в полете нижнего и среднего переходников.

Блок «ДМ» существует в двух модификациях: с аппа­ратурой командно-измерительного комплекса, разме­щаемой в приборном отсеке, и без нее, когда для реше­ния задач управления и измерения используется аппара­тура космического аппарата.

Двигатель 11Д58М является представителем семей­ства кислородно-углеводородных ЖРД, разработанных НПО "Энергия» (1970-1973 гг.) для разгонных блоков, обеспечивших реализацию большинства национальных программ исследования космоса.

Компоненты топлива:

Окислитель - жидкий кислород с температурой от минус 194 до минус 177° С;

Горючее - нафтил (керосин) или синтин. Подтвержденная надежность двигателя 0,997 при до­верительном уровне 0.9. Каждый двигатель проходит контрольные испытания без переборки с использовани­ем прогрессивных средств диагностирования техничес­кого состояния.

Жидкостной ракетный двигатель 11Д58М разработан в НПО «Энергия» под руководством Б. А. Соколова. Се­рийно изготавливается на Воронежском механическом заводе.

Контрольные вопросы

1 Каковы условия полета РБ?

2 В чем отличие конструкции РБ от конструкции РН и КА?

3 Схема выведения КА с помощью РБ.

4 Особенности конструктивного построения РБ «ДМ».

5 Особенности конструктивного построения РБ «Фрегат».

6 Особенности конструктивного построения РБ «Бриз-М».

7 Особенности конструктивного построения блока выведения «Икар».

8 Особенности конструктивного построения блока «И» РН «Молния-М»..

9 Особенности конструктивного построения блока «Л» РН «Молния-М».

Литература

1. Советская космонавтика. М.: Машиностроение, 1981.

2. Военно-космические силы. М.: ЦИПК, 1992.

3. Вольский А.Н. Космодром. М.: ВИМО, 1997.

4. На земле и в космосе. Под редакцией И.В.Бармина. М.: Д.С.»Полиграфикс РПК», 2001.

5. Корнеев Н.М., Неустроев В.Н. Генеральный конструктор В.П.Бармин.М,: 1999.

6. Кожухов В.С., Соловьев В.Н. Комплексы наземного оборудования ракетной техники. М.: АСКОНТ, 1988.

7.Козлов В.В. Основы проектирования ракетно-космических комплексов. М.: Издательство ВИКУ им. А.Ф.Можайского, 1999.

8. Горлин С.М. Экспериментальная аэромеханика. М.: 1970.

9. Попов В.Н., Расторгуев Б.С. Вопросы расчета и конструирования специальных сооружений. М.: Стойиздат, 1980.

10. Евсеев И.М. Опережая время. М.: ООО «Биоинформсервис», 1999.

11. Бирюков Г.П., Кобелев В.Н. Основы построения ракетно-космических комплексов. М.: Издательско-типографский центр МАТИ им. К.Э.Циолковского, 2000.

15. Павлюк Ю.С. Баллистическое проектирование ракет. г.Челябинск, Издательство ЧГТУ, 1996год

16. Пенцак И.Н. Теория полёта и конструкция баллистических ракет. М., Машиностроение, 1974, 344 с.

16. Алифанов О.М., Андреев А,Н., Гущин В.Н. и др. Баллистические ракеты и ракеты-носители: Пособие для студентов вузов. Москва, 2004, 512 с.

17. Паничкин Н.И., Слепушкин Ю.В. и др. Конструкция и проектирование космических летательных аппаратов. М., Машиностроение, 1986, 344 с.

18. Оболенский Е.П., Сахаров Б.И., Сибиряков В.А. Прочность летательных аппаратов и их агрегатов. М., Машиностроение, 1995, 504 с.

19. Алатырцев А.А., Алексеев А.И. и др. Инженерный справочник по космической технике.

21. Моссаковский В.И., Макаренков А.Г., и др. Прочность ракетных конструкций, Москва, Высшая школа, 1990, 359 с.

22. Лебедев А.А., Карабанов В.А. Динамика систем управления беспилотных летательных аппаратов /под ред. А.А. Лебедева/ - М.: Машиностроение,
1980 г.

23. Остославский И.В., Стражева И.В. Динамика полета: траектории летательных аппаратов. – М. Машиностроение, 1969 г.

24. Колесников К.С. Динамика ракет. Учебник для вузов – М.: Машиностроение, 1980 г.

25. Кузовков Н.Т., Салычев О.С. Инерциальная навигация и оптимальная фильтрация.- М.: Машиностроение, 1982 г.

26. Лебедев А.А., Красильщиков М.Н., Малышев В.В. Оптимальное управление движением космических аппаратов М: Машиностроение, 1974 г.

27. Управление и наведение беспилотных маневренных летательных аппаратов на основе современных информационных технологий. / Под ред. М.Н. Красильщикова и Г.Г. Себрякова – М.: ФИЗМАТЛИТ, 2003 г.

28. Помыкаев И.И. Инерциальный метод измерения параметров движения летательных аппаратов – М.: Машиностроение, 1969 г.

29. Балк М.Б. Элементы динамики космического полета. М.: Наука, 1965 г.

30. Бромберг П.В. Теория инерциальных систем навигации – М.: Наука,
1979 г.

31. Васильев А.П., Кудрявцев В.М., Кузнецов В.А. и др. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /Под ред. В.М. Кудрявцева М.: Высш. Школа, 1983г.

32. Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования / Под ред. Д.А. Ягодникова - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2006 г.

Использование: в ракетно-космической технике и, более конкретно, в составе разгонных блоков (РБ) космических аппаратов, выводимых с базовой на высокоэнергетические рабочие орбиты. Сущность изобретения: РБ содержит бак криогенного окислителя, тороидальный бак (ТБ) углеводородного горючего, жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) с узлом крепления двигателя, расположенный по оси ТБ горючего, стержневую ферму (СФ) взаимного соединения баков окислителя и горючего, а также СФ для крепления полезного груза и переходный отсек для соединения с предыдущей ступенью ракеты космического назначения, при этом опорные узлы СФ и переходного отсека установлены на наружной кольцевой поверхности ТБ горючего, а узел крепления ЖРД - на внутренней кольцевой стенке ТБ горючего, в частности, с помощью радиальных пилонов. Этом позволяет снизить массу РБ, используя ТБ горючего в качестве основного силового узла в конструкции РБ и закрепляя непосредственно на нем бак криогенного окислителя и узел крепления ЖРД. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и касается конструкции разгонных ракетных блоков (разгонных блоков) космических аппаратов, входящих в состав ракеты космического назначения и предназначенных для выведения с базовой орбиты на рабочие высокоэнергетические орбиты различных космических объектов полезных грузов. Известен разгонный блок Л для космического корабля "Восток", содержащий расположенные на общей оси жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) и тороидальные топливные баки криогенного окислителя (жидкий кислород) и углеводородного горючего (керосин), связанные между собой межбаковым каркасным переходным отсеком и внутренними силовыми балками, при этом ЖРД расположен в центральной части тороидального бака горючего, ограниченной его внутренней кольцевой стенкой, и установлен на силовой раме, закрепленной на внутренних силовых балках, и на внутренней кольцевой стенке тороидального бака окислителя расположена стержневая ферма для крепления полезного груза Недостатком известного разгонного блока является наличие в нем каркасного межбакового отсека, увеличивающего теплопотери к криогенному баку окислителя и ухудшающего весовые характеристики блока. Выполнение бака криогенного окислителя тороидальной формы не является оптимальным с точки зрения обеспечения условий хранения криогенного компонента в космических условиях из-за относительно большой поверхности бака, а также с точки зрения минимизации массы бака из-за наличия в нем цилиндрических вставок. Наиболее близким к предложенному является разгонный блок Д для лунного космического комплекса Л1, содержащий жидкостный ракетный двигатель (ЖРД), тороидальный бак углеводородного горючего и сферический бак криогенного окислителя, связанные между собой через каркасный межбаковый отсек, к которому они соединены с помощью стержневых ферм, при этом ЖРД расположен в центральной части тороидальной бака горючего, ограниченной его кольцевой стенкой, и установлен на собственной силовой раме, закрепленной с помощью внутренней стержневой фермы на межбаковом отсеке, к верхней части которого также подсоединены стержневая ферма для крепления космического объекта и переходный отсек, связывающий разгонный блок с предыдущей ступенью ракеты космического назначения Недостатком данного разгонного блока является то, что соединение между собой баков окислителя и горючего осуществляется с помощью силового элемента, выполненного в виде каркасного межбакового отсека и закрепленных на его торцах двух стержневых ферм. Это приводит к необходимости усиления составляющих частей данного силового элемента для обеспечения достаточной жесткости конструкции, что связано с увеличением массы разгонного блока и соответственно приводит к снижению массы выводимого на орбиту полезного груза. Недостатком является также закрепление силовой рамы ЖРД (узла крепления ЖРД) на каркасном межбаковом отсеке, значительно удаленном от ЖРД, что приводит к увеличению размеров и веса внутренней стержневой фермы крепления силовой рамы ЖРД к межбаковому отсеку. При этом для достижения необходимой жесткости данной конструкции разгонного блока в нее введены дополнительные стержневые стяжки, связывающие силовую раму ЖРД с охватывающим ее тороидальным баком горючего. Задачей изобретения является снижение массы и упрощение конструкции разгонного блока космического аппарата. Решение поставленной задачи обеспечивается за счет того, что в разгонном блоке, содержащем бак криогенного окислителя, тороидальный бак углеводородного горючего, жидкостный ракетный двигатель с узлом крепления двигателя, расположенный по оси бака горючего, силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего, а также стержневую ферму для крепления полезного груза и переходный отсек для соединения с предыдущей ступенью ракеты космического назначения, в соответствии с изобретением силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего выполнен в виде стержневой фермы, при этом опорные узлы стержневых ферм и переходного отсека размещены на наружной кольцевой стенке тороидального бака горючего, а узел крепления двигателя закреплен на внутренней кольцевой стенке бака горючего. В частном случае выполнения изобретения узел крепления жидкостного ракетного двигателя может быть закреплен на тороидальном баке горючего с помощью радиальных пилонов. Размещение опорных узлов стержневых ферм и переходного отсека на наружной кольцевой стенке тороидального бака горючего и закрепление узла крепления ЖРД на внутренней кольцевой стенке бака горючего обусловливает использование этого бака в качестве основного силового узла в конструкции разгонного блока. Это дает возможность упростить конструкцию и уменьшить массу разгонного блока за счет закрепления бака криогенного окислителя с помощью стержневой фермы непосредственно на баке горючего, исключив из конструкции разгонного блока каркасный межбаковый отсек и дополнительную стержневую ферму. Использование тороидального бака горючего в качестве основного силового узла разгонного блока позволяет также закрепить на нем узел крепления двигателя, расположенного в непосредственной близости от внутренней кольцевой стенки бака горючего, использовав в качестве связующего силового элемента стержневую ферму или радиальные пилоны, установленные на внутренней кольцевой стенке бака. Это позволяет упростить конструкцию, уменьшить размеры и снизить массу силового элемента закрепления в разгонном блоке узла крепления двигателя. Снижение массы разгонного блока позволяет соответственно увеличить массу полезного груза космического аппарата. Использование радиальных пилонов в качестве силового элемента закрепления двигателя позволяет также дополнительно увеличить жесткость тороидального бака горючего, что весьма существенно в случае использования двигательной установки с турбонасосной подачей топлива в ЖРД, в которой толщина оболочки топливных баков меньше, чем в установке с вытеснительной подачей топлива в ЖРД. На фиг.1 схематично изображен общий вид разгонного блока, в разрезе; на фиг. 2 расположение опорных узлов ферм и радиальных пилонов закрепленных на ЖРД на тороидальном баке горючего, вид А. Разгонный блок содержит последовательно расположенные на общей оси сферический бак криогенного окислителя 1, тороидальный бак углеводородного горючего 2 и маршевый жидкостный ракетный двигатель 3 с кардановым узлом 4 крепления двигателя, расположенный в центральной части тороидального бака 2, ограниченной кольцевой стенкой бака. Бак криогенного окислителя 1 жестко закреплен (подвешен) на тороидальном баке горючего 2 с помощью стержневой фермы 5, выполненной из малотеплопроводного материала, например, титана или стеклопластика, при этом опорные узлы 6 крепления фермы 5 на баке 2 расположены, например, на кольцевом шпангоуте 7, установленном на наружной кольцевой стенке бака в его экваториальной плоскости. Кардановый узел 4 крепления двигателя закреплен на тороидальном баке горючего 2 с помощью радиальных пилонов 8, установленных путем приварки на внутренней кольцевой стенке бака 2. Разгонный блок содержит также стержневую ферму 9 для закрепления выводимого на орбиту полезного груза (космического объекта) 10, а также переходный отсек 11, выполненный, например, в виде стержневой фермы, для соединения разгонного блока с предыдущей ступенью 12 ракеты космического назначения. Опорные узлы 13 стержневой фермы 9 и опорные узлы 14 переходного отсека 11, как и опорные узлы 6 фермы 5 крепления бака окислителя, расположены на шпангоуте 7, установленном на наружной кольцевой стенке бака горючего 2. Топливные баки окислителя 1 и горючего 2 содержат внутрибаковые устройства соответственно 15 и 16, внутри бака окислителя 1 размещен также баллон 17 с газом надува. На нижнем торце бака горючего 2 установлен также блок сопел 18 реактивной системы управления разгонного блока. Для снижения массы пилонов 8 в них может быть выполнена перфорация. Поскольку маршевый двигатель 3 разгонного блока закреплен на внутренней кольцевой стенке тороидального бака горючего 2, на наружной кольцевой стенке которого размещены опорные узлы 6 и 13 стержневой фермы 5 крепления бака окислителя и стержневой фермы 9 крепления полезного груза, при полете космического аппарата с базовой орбиты на рабочую орбиту бак горючего 2 выполняет роль основного силового узла аппарата. Размещение опорных узлов 14 переходного отсека 11 на наружной кольцевой стенке бака горючего 2 обусловливает использование этого бака в качестве основного силового узла при выведении космического аппарата на базовую орбиту ракетой космического назначения. При этом в случае использования в разгонном блоке двигательной установки с вытеснительной установки с вытеснительной подачей топлива в ЖРД прочностные свойства бака горючего позволяют использовать его в качестве основного силового узла космического аппарата без усиления его конструкции. В случае использования двигательной установки с турбонасосной системой подачи топлива необходимо усиление оболочки бака горючего в местах установки на нем опорных узлов. В РКК "Энергия" разработаны технические предложения по конструкции разгонного блока, выполненного в соответствии с изобретением. Разгонный блок предназначен для выведения на высокоэнергетическую орбиту полезного груза после доставки его на промежуточную базовую орбиту ракетой космического назначения типа "Молния" или "Союз". В разгонном блоке использована двигательная установка с вытеснительной подачей топлива в ЖРД, что обуславливает повышенные прочностные характеристики топливных баков, поэтому усиления конструкции бака горючего в местах крепления на нем опорных узлов ферм, переходного отсека и узла крепления двигателя не производилось. В данном конкретном случае применение изобретения позволило на 10% увеличить массу полезного груза космического аппарата по сравнению с использованием разгонного блока, выполненного по известной схеме (прототипа).

Формула изобретения

1. Разгонный блок, содержащий бак криогенного окислителя, тороидальный бак углеводородного горючего, жидкостный ракетный двигатель с узлом крепления двигателя, расположенный по оси бака горючего, силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего, а также стержневую ферму для крепления полезного груза и переходный отсек для соединения с предыдущей ступенью ракеты космического назначения, отличающийся тем, что силовой элемент взаимного соединения баков окислителя и горючего выполнен в виде стержневой фермы, при этом опорные узлы стержневых ферм и переходного отсека размещены на наружной кольцевой стенке тороидального бака горючего, а узел крепления двигателя закреплен на внутренней кольцевой стенке бака горючего. 2. Блок по п. 1, отличающийся тем, что узел крепления жидкостного ракетного двигателя закреплен на тороидальном баке горючего с помощью радиальных пилонов.