Конструкция ракеты-носителя Зенит (+7 фото)
Подготовка РН "Зенит" к пуску осуществляется на техническом и стартовом комплексах. В монтажно-испытательный корпус (МИК) технического комплекса отдельные ступени и головной обтекатель доставляются железнодорожным транспортом. После проведения необходимых проверок, сборки РН, пристыковки к ней КА и головного обтекателя, РН "Зенит" перегружается на специальный транспортно-установочный агрегат (ТУА). На этом агрегате полностью собранная и проверенная РН с КА может храниться длительное время в высокой степени готовности к пуску. Из этой готовности пуск РН "Зенит" возможен уже через полтора часа после поступления команды.
В базовом варианте ракета-носитель "Зенит" - двухступенчатая. Она выполнена по традиционной для КБ "Южное" тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Все ступени работают на нетоксичных компонентах топлива: жидком кислороде и керосине. Разделение ступеней осуществляется по полугорячей схеме. Управление РН на участке полета первой ступени производится с помощью отклонения камер маршевого двигателя, а на участке полета второй ступени - с помощью специального рулевого двигателя. Интересной особенностью данной РН является неоптимальное распределение компонентов топлива по ступеням. Конструкторы приняли такое решение, чтобы сократить длину первой ступени и обеспечить возможность ее транспортировки по железной дороге в полностью собранном виде при существующих ограничениях на габариты перевозимых по ней грузов. Это же обстоятельство предопределило и необычайно плотную для ракет-носителей компоновку обеих ступеней.
«ЗЕНИТ»
Начало летно-конструкторских испытаний 1985 год
Проведено пусков на 1.06.97 г.
- всего 28
- успешных 21
- частично успешных 2
- аварийных 5
Стартовая масса, т 459
Сухая масса (с головным обтекателем), т 38,34
Масса полезного груза, выводимая на круговую
орбиту высотой 200 км с наклонением 51 град., т 13,8
Длина (без головного блока), м 43,34
Наибольший поперечный размер, м 4,1
Количество ступеней 2
Первая ступень
Компоненты топлива:
- окислитель жидкий кислород
- горючее РГ-1
Стартовая масса, т 352,7
Сухая масса, т 27,94
Длина , м 32,94
Наибольший поперечный размер, м 4,1
Диаметр топливных баков, м 3,9
Двигатель РД-171
Тяга на Земле, кН 7259
Тяга в пустоте, кН 7907
Удельный импульс на Земле, Нс/кг 3025
Удельный импульс в пустоте, Нс/кг 3295
Продолжительность работы, с 140
Вторая ступень
Компоненты топлива:
- окислитель жидкий кислород
- горючее РГ-1
Стартовая масса, т 89,8
Сухая масса, т 7,7
Длина, м 10,4
Наибольший поперечный размер, м 3,9
Диаметр топливных баков, м 3,9
Маршевый двигатель РД-120
Тяга в пустоте, кН 830
Удельный импульс в пустоте, Нс/кг 3450
Рулевой двигатель РД-513
Тяга в пустоте, кН 80
Удельный импульс в пустоте, Нс/кг 3420
Продолжительность работы маршевого ЖРД, с до 350
Продолжительность работы рулевого ЖРД, с до 1100
Точность выведения
По высоте, км до 3,5
По периоду обращения, с до 2,5
По углу наклонения орбиты, угловых минут до 2
Первая ступень
В базовом варианте ракета-носитель "Зенит" - двухступенчатая. Она выполнена по традиционной для КБ "Южное" тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Все ступени работают на нетоксичных компонентах топлива: жидком кислороде и керосине. Разделение ступеней осуществляется по полугорячей схеме. Управление РН на участке полета первой ступени производится с помощью отклонения камер маршевого двигателя, а на участке полета второй ступени - с помощью специального рулевого двигателя.
Интересной особенностью данной РН является неоптимальное распределение компонентов топлива по ступеням. Конструкторы приняли такое решение, чтобы сократить длину первой ступени и обеспечить возможность ее транспортировки по железной дороге в полностью собранном виде при существующих ограничениях на габариты перевозимых по ней грузов. Это же обстоятельство предопределило и необычайно плотную для ракет-носителей компоновку обеих ступеней.
Первая ступень имеет цилиндрическую форму. Ее длина 33,0 м, а диаметр - 3,9 м. Сухая масса ступени около 28 т, а стартовая - почти 353 т.
Первая ступень состоит из бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Все отсеки первой ступени, включая межбаковый и хвостовой, выполнены для упрощения конструкции сварными из сплава АМг-6. Соединяются данные отсеки между собой болтами.
Бак окислителя состоит из цилиндрической обечайки и двух сферических днищ. Цилиндрическая обечайка собрана из 11 колец, каждое из которых образовано тремя листами, сваренными встык. На этих листах методом механического фрезерования выполнены продольные и поперечные ребра в виде "вафли" (толщина ребра 5 мм, высота 25 мм, толщина полотна - 5 мм, размер ячейки 150х150 мм). В местах сварки листов и колец толщина материала 15 мм.
Внутри бака окислителя помимо традиционной внутрибаковой арматуры в районе нижнего днища в двух ярусах расположены титановые баллоны с гелием. Забор жидкого кислорода из бака осуществляется с помощью устройства тарельчатого типа. Наддув бака производится гелием, который предварительно подогревается в специальном теплообменнике ЖРД ступени.
Межбаковый отсек очень короткий, образован вафельной оболочкой, приваренной к нижнему шпангоуту бака окислителя. На его боковой поверхности имеются технологические люки, используемые при сборке ракеты на заводе. На внутреннюю поверхность межбакового отсека и расположенных в нем днищ нанесена теплоизоляция.
Бак горючего также состоит из цилиндрической обечайки и двух днищ. В центральной части бака в тоннельной трубе проходит расходный трубопровод окислителя. Цилиндрическая обечайка бака горючего по конструкции аналогична обечайке бака окислителя. Однако конструкция днищ иная. С целью повышения плотности компоновки они выполнены составными. Верхнее днище образовано сферической и конической оболочками, соединенными шпангоутом. При этом сферическое днище обращено своей выпуклостью внутрь бака горючего так, что оно расположено эквидистантно нижнему днищу бака окислителя. Нижнее днище также образовано сферой и конусом. При этом сферическая часть днища своей выпуклостью также обращена внутрь бака горючего. Забор керосина из бака осуществляется с помощью устройства сифонного типа. Наддув бака производится гелием из баллонов, находящихся в баке окислителя.
Между баком горючего и хвостовым отсеком расположено мощное силовое кольцо клепаной конструкции. На нем размещены стартовые опоры РН, а также кронштейны механизма ее удержания при старте. Удержание ракеты на старте осуществляется на время, необходимое для диагностирования запуска и работы маршевого двигателя РН до выхода его на номинальный режим. Это обеспечивает повышение надежности ракеты.
Диаметр хвостового отсека 3,7 м. Он имеет нетрадиционную для небаковых отсеков конструкцию, обычно используемую в баках. Оболочка хвостового отсека сварена из толстых листов АМг, в которых затем выфрезерованы "вафли". На его боковой поверхности имеются люки для подстыковки автостыков, а также для обеспечения доступа к агрегатам двигателя. На ней также размещаются пороховые тормозные двигатели системы разделения ступеней и коллектор для продувки отсека азотом.
При размещении РН на стартовом устройстве ее хвостовой отсек находится ниже нулевой отметки. Такое расположение отсека позволяет надежно защищать агрегаты заправочного оборудования от высокотемпературной струи продуктов сгорания. При этом автостыки наполнительных соединений, электро- и пневмокоммуникаций находятся на боковой поверхности хвостового отсека.
Внутри хвостового отсека расположен маршевый четырехкамерный ЖРД РД-171. Он создан в НПО "Энергомаш" имени академика В.П.Глушко под руководством В.Н.Радовского (ведущий конструктор М.Р.Гнесин). В настоящее время этот двигатель является самым мощным ЖРД в мире.
РД-171 имеет турбонасосную систему подачи топлива с одним ТНА и двумя бустерными насосными агрегатами - по окислителю и горючему. Двигатель выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа, который вырабатывается в двух одинаковых газогенераторах на основных компонентах. На нем применено химическое зажигание в огневых агрегатах и имеются теплообменники подогрева гелия для наддува бака окислителя. Все агрегаты автоматики используют пневмоуправление гелием от бортовой пневмосистемы, обеспечивающей также продувки. Тяга двигателя передается на корпус РН через специальную раму, при этом камеры имеют возможность отклоняться в двух плоскостях на углы до 6 градусов.
ЖРД имеет плавный двухступенчатый запуск с опережением включения газогенераторов относительно камер (самозапуск). В полете он регулируется по тяге и соотношению компонентов в камерах, а перед выключением плавно дросселируется с целью снижения максимальных перегрузок на РН. Выключается двигатель в две ступени - сначала прекращается работа газогенераторов, а затем отсекается подача компонентов в камеры и осуществляется дренаж горючего из трактов их охлаждения.
Вторая ступень
Вторая ступень. Ракета-носитель ЗЕНИТ.
Вторая ступень имеет цилиндрическую форму. Длина ступени 10,4 м, диаметр - 3,9 м. Сухая масса ступени около 8 т, а стартовая - почти 90 т.
Вторая ступень включает в себя приборный отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего и хвостовой отсек. Кроме того, вторая ступень комплектуется ферменным переходным отсеком. При разделении ступеней эта ферма остается на первой ступени (аналогичная конструкция впервые была использована на РН "Космос-2").
Приборный отсек клепаной конструкции предназначен для размещения системы управления ракетой, приборы которой заключены в три герметичных контейнера, а также рамы для крепления КА (космической головной части). К этому отсеку стыкуется головной обтекатель РН.
Бак окислителя второй ступени по конструкции аналогичен баку окислителя первой ступени. Отличия состоят в том, что обечайка бака гладкая и кроме нижней имеется еще верхняя юбка вафельной конструкции. Внутри бака также находятся баллоны с гелием для наддува обоих баков.
Бак горючего выполнен в виде цилиндрического тора, во внутреннем объеме которого располагается маршевый двигатель второй ступени. Этот бак состоит из двух цилиндрических обечаек - наружной и внутренней и двух днищ. Верхнее днище тороидальное, сферическое, а нижнее составное - из двух конусов. Межжбаковый отсек выполняется зацело с баком окислителя в виде нижней юбки. Короткий хвостовой отсек клепаной конструкции выполнен из алюминиевых сплавов. В нем располагается рулевой двигатель ступени.
Двигательная установка второй ступени состоит из двух ЖРД - рулевого и маршевого. Рулевой ЖРД РД-513 создан в НПО "Южное". Он является четырехкамерным ЖРД с турбонасосной системой подачи топлива, имеющей ТНА и бустерный насосный агрегат окислителя.
Двигатель выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа, который вырабатывается в одном газогенераторе на основных компонентах. На нем применено химическое зажигание в огневых агрегатах и пневмоуправление гелием всеми агрегатами автоматики от бортовой пневмосистемы, обеспечивающей также продувки.
Камеры ЖРД максимально разнесены по диаметру ступени и установлены шарнирно на цапфах. Для управления полетом ступени они могут отклоняться с помощью гидроприводов на углы до 31 градуса. Остальные агрегаты двигателя смонтированы компактно в хвостовом отсеке на значительном удалении от продольной оси ступени. В полете массовые силы от этих несимметрично расположенных агрегатов создают дополнительный момент, способствующий программному развороту РН по тангажу. Связь камер с этими агрегатами двигателя осуществляется трубопроводами, идущими вдоль нижнего среза ступени.
Запуск ЖРД - бесступенчатый, плавный, с первоначальной раскруткой ТНА от бортовой пневмосистемы. В полете тяга двигателя стабилизируется на заданном системой управления РН уровне. После выключения маршевого двигателя ступени рулевой двигатель может выполнять точное "довыведение" КА и обеспечивать при этом синхронизацию опорожнения баков за счет изменения соотношения компонентов в своих камерах. Выключается ЖРД в две ступени - сначала прекращается работа газогенератора, а затем камер с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения.
Маршевый ЖРД РД-120 создан в НПО "Энергомаш" имени академика В.П.Глушко под руководством В.Н.Радовского (ведущий конструктор В.К.Чванов). Он является однокамерным ЖРД с турбонасосной системой подачи топлива, имеющей один ТНА и два бустерных насосных агрегата - по окислителю и по горючему.
Двигатель выполнен по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа, вырабатываемого в одном газогенераторе на основных компонентах. На нем применено химическое зажигание в огневых агрегатах и имеется теплообменник подогрева гелия для наддува бака окислителя. Все агрегаты автоматики используют пневмоуправление гелием от бортовой пневмосистемы, обеспечивающей также продувки.
На ступени ЖРД установлен неподвижно, его тяга передается на корпус РН через 8 силовых кронштейнов, идущих вдоль сопла. Все агрегаты двигателя скомпонованы вокруг камеры с целью его размещения внутри свободного пространства торового бака горючего.
Запуск ЖРД - плавный, бесступенчатый с опережением включения газогенератора относительно камеры (самозапуск). В полете ЖРД регулируется по тяге и соотношению компонентов в камере, перед выключением плавно дросселируется с целью снижения максимальных перегрузок на РН. Выключается двигатель в две ступени - сначала прекращается работа газогенератора, а затем камеры с одновременным дренажем горючего из тракта ее охлаждения.
Для защиты КА на атмосферном участке полета используется головной обтекатель. Его длина может изменяться в зависимости от размеров КА. На корпусе обтекателя, выполненного из алюминиевых сплавов, имеются зоны, в которых металлическая обшивка заменена на стеклопластиковую. Это позволяет поддерживать прямую радиосвязь КА с наземными станциями на стартовом комплексе и в процессе выведения КА на активном участке траектории.
Источник: сохранено с давно умершего сайта. Если кто помнит источник - пишите в комментарии.
Фото
1)
2)
3)
4)
5)
6)
7)
