Старт ракеты «Атлас-3»

Кроме того, при неблагоприятных метеорологических условиях башня обслуживания может находиться на пусковой площадке практически до момента старта РН, выполняя тем самым роль защитного экрана. При этом даже допускается проведение заправки ракеты топливом. В таких случаях отвод башни от пускового устройства можно осуществлять за 20 мин до запуска. Отличительной особенностью выполненных за три года на стартовом комплексе работ стало то, что они проводилась без прекращения полетов РН. Строительно-монтажные операции на площадке приостанавливались лишь с началом предстартового отсчета и возобновлялись спустя 2-3 часа после запуска. В феврале 2002 г. со стартовой площадки 36В был произведен первый запуск ракеты «Атлас-ЗВ», основным отличием которой стала ступень «Центавр» с двумя маршевыми двигателями RL-10A-4-1B. Энергетические характеристики блока также были улучены за счет удлинения топливного отсека на 1,7 м. За счет этого возможности ракеты «Атлас-ЗВ» по выведению грузов на переходную орбиту по сравнению с базовым изделием возросли с 4 до 4,5 т; стартовая же масса модели составила 246 т, а высота — 53,7 м. В ходе осуществленного полета продолжительность работы ступени «Центавр» существенно сократилась: после отделения первой ступени блок проработал 5 мин и вышел на опорную орбиту 182 х 190 км. Затем после пассивного участка длительностью около 15 мин последовало повторное двухминутное включение маршевых ЖРД. Отделение полезного груза произошло на 28 мин после старта.

<<<Назад Страница 88 Далее>>>

<<<Назад Страница 89 Далее>>>

Ракеты «Атлас-Центавр» (Часть 6) Проект «Атлас-ЗВ» стал важным этапом программы создания РН семейства «Атлас-5». 'Последние транспортные системы, разработанные компанией «Lockheed Martin» по программе EELV, также комплектуются российскими ЖРД и ступенью «Центавр», полностью идентичной той, которая используется в составе ракеты «Атлас-ЗВ». Таким образом, в результате успешного запуска этой модели около 85% элементов РН «Атлас-5» прошли летные испытания. Успешный запуск ракеты «Атлас-ЗВ» значительно укрепил коммерческие позиции корпорации «Lockheed Martin». В результате многолетней целенаправленной работы по усовершенствованию средств выведения влияние компании на международном рынке пусковых услуг существенно возросло, намного превзойдя определенные в начале 1990-х годов показатели — проведение 20% коммерческих стартов. В то же время при оценке достижений корпорации необходимо учитывать ту огромную роль, которую сыграло сотрудничество с российскими предприятиями, и не только в деле модернизации ракет «Атлас». В 1993 г. еще до слияния с компанией «Martin Marietta» корпорация «Lockheed» образовала с Научно-производствен-ным центром им. М.В. Хруничева и НПО «Энергия» совместное предприятие «Lockheed-Khrunichev-Energia International» (LKEI) для продвижения ракет «Протон» на международном рынке (Центр Хруничева является разработчиком этих РН, а НПО «Энергия» поставляет к ним верхние ступени). В 1995 г. корпорация «Lockheed Martin» преобразовала это предприятие в фирму «International Launch Services» (ILS) с более широкими полномочиями и задачами. С тех пор фирма ILS занимается согласованным маркетингом ракет «Протон» и «Атлас», представляя интересы учредителей на конкурсах средств выведения. Благодаря высоким энергетическим характеристикам ракеты «Протон-К» (4,3 т на переходной орбите), выбранная стратегия оправдала себя в полной мере: уже к концу 1995 г. Фирма располагала заказами на выведение этими РН в последующие три года десяти коммерческих аппаратов, а общая стоимость подписанных контрактов составила около 1 млрд долл. После начала эксплуатации ракет «Атлас-3» они также были переданы в ведение фирмы ILS. За счет сопоставимых энергетических характеристик этих моделей с российскими РН теперь предоставляются более широкие возможности по взаимной подмене этих транспортных систем, например в случае загруженности или приостановления полетов какой-либо из них. Подобная практика, позволяющая сократить задержки с запусками КА, впервые была применена в отношении спутника DirecTV-5, который сначала планировалось вывести ракетой «Атлас-2АS» в 2001 г. Однако своевременно аппарат не был подготовлен к запуску, а напряженный график полетов американских РН не позволял осуществить старт в ближайшее время. Для ускорения сроков развертывания спутника заказчикам было предложено (в соответствии с особой статьей контракта) использовать в качестве средства выведения ракету «Протон». В результате запуск аппарата был произведен весной 2002 г. с космодрома Байконур. Активизация деятельности компании ILS на рынке пусковых услуг не замедлила принести свои плоды. В 2000 г. фирма осуществила 8 успешных стартов ракет «Атлас» и 6 полетов ракет «Протон», в 2001 г. 4 и 2 запуска этих ракет, соответственно. Несмотря на общее снижение грузопотока в космос, в 2001 г. объем продаж компании ILS превысил доходы главного конкурента— консорциума «Arianespace». Таким образом, впервые за последние полтора десятилетия лидерство на рынке коммерческих запусков перешло к российско-американскому предприятию. В 2001 г. состоялся первый полет ракеты «Протон-М», оснащенной новой верхней ступенью «Бриз-М». В такой комплектации данная транспортная система обеспечивает выведение на переходную орбиту спутников массой 5,5 т. Поэтому теперь компания ILS может конкурировать с самой мощной ракетой европейского консорциума— «Ариан-5». С началом эксплуатации ракет «Атлас-5» их маркетингом также занимается фирма ILS. Эксплуатация модели «Атлас-2АS» — последней преемницы легендарной МБР — завершилась в августе 2004 г., осуществленный тогда полет стал 63 для серии «Атлас-2», надежность которой составила 100%, и 584 стартом — за всю историю семейства «Атлас» начиная с июня 1957 г.

<<<Назад Страница 89 Далее>>>

<<<Назад Страница 90 Далее>>>

Ракеты семейства «Титан» Как и семейство «Атлас», ракеты «Титан» берут свое начало от МБР. Программа разработки ударной системы «Титан-1» была утверждена в 1955 г. в качестве дублирующего варианта проекта «Атлас». Новая баллистическая ракета, образовавшая систему оружия WS-107A-2, получила обозначение SM-68. Входе реализации программы «Титан», головным исполнителем которой стала компания «Martin» (с 1961 г. — «Martin Marietta»), решалась задача создания МБР принципиально иной по отношению к ракете «Атлас» схемы. Так, например, изначально предполагалось шахтное базирование новой МБР, но с проведением старта с поверхности земли. Изделие должно было комплектоваться двумя кислородно-керосиновыми ступенями последовательного включения (то есть запуск второй ступени производился уже в полете) и т.п. В ходе разработки ракет «Титан-1» также осваивались новые метода производства и технологические операции. В качестве конструкционного материала несущих баков обеих ступеней был выбран алюминиевый сплав 2014 с большим содержанием меди. При изготовлении панелей баков из этого сплава использовалось уникальное по тем временам формовочное оборудование и прессы. Полученные заготовки подвергались химическому фрезерованию, а сборка панелей проводилась электродуговой сваркой вольфрамовым электродом в инертном газе. За счет использования новейших технологий и двухступенчатой схемы ракета «Титан-1» имела в сравнении с МБР «Атлас» лучшие и конструктивные, и энергетические показатели. При стартовой массе 100 т новая ударная система высотой 30 м обеспечивала доставку боезаряда массой 2,26 т на расстояние свыше 10 тыс. км. Первая ступень диаметром 3,05 м и высотой 17,4 м комплектовалась двумя двигателями LR-87-AJ-1 тягой по 68 т на Уровне моря. На второй ступени диаметром 2,44 м применялся один маршевый двигатель LR-91-AJ-1 тягой 36,3 т в вакууме. Разработчиком силовых установок обеих ступеней, использовавших турбонасосную систему подачи топлива, являлась Компания «Aerojet-General». МБР «Титан-1» оснащалась радиоинерциальной системой введения фирмы «Bell Telephone Laboratories» (BTL). Управление ракетой осуществлялось маршевыми ЖРД ступеней закрепленными в карданных подвесах (угол поворота камер составлял 3—5°). Стабилизацию второй ступени по каналу крена обеспечивали четыре реактивных сопла, работавшие на газогенераторном газе. Эти же сопла также выполняли роль верньерных двигателей перед отделением головной части. Активный участок первой ступени длился 150 с, второй 180 с. Летные испытания экспериментальных моделей МБР «Ти-тан-1» успешно начались в феврале 1959 г. на м. Канаверал. Сначала отрабатывалась только первая ступень, которая несла заполненный водой макет второй ступени. При четвертом старте впервые было произведено разделение ступеней с использованием вспомогательных ракетных двигателей. К испытательным полетам полностью укомплектованной МБР приступили в 1960 г. В общей сложности на этапе летной отработки и в период штатной эксплуатации в 1962—1965 гг. было произведено 67 испытательных л ли контрольно-тренировочных стартов МБР. Несмотря на то что энергетические характеристики ракеты «Титан-1» позволяли доставлять на низкую околоземную орбиту грузы массой 2,5 т, эта МБР стала единственной из разработанных в конце 1950-х — начале 1960-х годов боевых систем, которая не нашла своего применения в качестве средства выведения КА. Программа «Титан» качественно отличалась от проекта «Атлас» и по общей концепции своего дальнейшего развития. Если эксплуатационные модели ракет «Атлас» создавались путем последовательной модернизации бортовых систем и наземного комплекса, то МБР «Титан-1» сразу же рассматривалась как базовое изделие для ударной системы второго поколения «Титан-2» (позднее от такой классификации этих ракет отказались). Среди основных требований, определенных для МБР «Титан-2», следует назвать увеличение массы боезаряда и дальности действия, применение инерциальной системы наведения повышенной точности, сокращение времени на проведение старта до 1 мин за счет запуска изделия непосредственно из шахты (для ракет «Атлас» и «Титан-1» продолжительность предпусковых операций составляла 15 мин), снижение численности боевого расчета до 2—3 человек (стартовая команда звена из трех МБР «Атлас» насчитывала в своем составе 16 человек, а звена ракет «Титан-1» — 10 специалистов) и прочее. Другой особенностью МБР «Титан-2», проектные работы по которой начались в 1958 г., являлось то, что она сразу же создавалась в эксплуатационном варианте. Поэтому значительный объем натурных испытаний, включая отработку запуска из шахты, проводился с ракетами «Титан-1». Для обеспечения заданных эксплуатационных характеристик МБР «Титан-2» (LGM-25C) потребовалось применение новых компонентов топлива— азотного тетроксида и «аэро-зина-50», представляющего собой равнодольную смесь гидразина и НДМГ. Эти самовоспламеняющиеся, стабильные по времени компоненты позволили постоянно держать МБР в заправленном состоянии, что наряду с шахтным запуском обеспечило значительное сокращение периода предстартовых операций.Первая ступень МБР «Титан-2» комплектуется двумя двигателями LR-87-AJ-5 фирмы «Aerojet». Каждый из этих ЖРД тягой по 97,5 т закреплен в карданном подвесе и оснащается собственным ТНА, газогенератором, пороховым стартером для раскрутки турбины и прочими элементами. Маршевый ЖРД второй ступени LR-91-AJ-5 тягой 45,4 т представляет собой уменьшенную модель двигателя с первой ступени. Некоторым его конструктивным отличием является сопловой насадок с абляционной теплозащитой. Кроме того, силовая установка ступени предусматривала использование одного управляющего сопла вместо четырех, как на МБР «Ти-тан-1». За счет вращения сопло обеспечивало стабилизацию блока по крену. По сравнению с предшественницей компоновка ракеты «Титан-2» претерпела существенные изменения. Топливный отсек первой ступени был удлинен примерно на 3 м. Габариты второй ступени увеличились и по длине (до 6,1 м), и по диа-метру (до 3,05 м). Тем не менее с новой головной частью длина МБР составила 31,4 м.Также были внесены коррективы и в схему разделения ступеней. Если на ракете «Титан-1» запуск маршевого ЖРД второй ступени производился лишь после увода блока от первой ступени на расстояние не менее 4,5 м (эта задача решалась с помощью РДТТ малой тяги, которые также обеспечивали осадку топлива), то на МБР «Титан-2» было реализовано так называемое горячее разделение с включением маршевого двигателя верхней блока до разрыва силовых связей с первой ступенью. Для отвода пламени ЖРД использовались специальные окна в переходном отсеке между ступенями. Кроме того, для исключения столкновения при разделении первая ступень оснащалась тормозными двигателями. Инерциальная система наведения МБР «Титан-2» была разработана фирмой «АС Spark Plug» (в начале 1980-х годов на ракетах был установлен модернизированный вариант системы компании «Delco»). Схема управления МБР в полете осталось такой же, как и на предшествующей модели: поворачиваемые маршевые ЖРД ступеней и управляющее сопло на второй; коррекция скорости изделия перед отделением боезаряда осуществлялась верньерными РДТТ.

<<<Назад Страница 90 Далее>>>

<<<Назад Страница 91 Далее>>>

Ракеты семейства «Титан» (Часть 2) Первый испытательный полет ракеты «Титан-2» состоялся весной 1962 г., а год спустя эта ударная система была принята на вооружение. При стартовой массе 149,7 т МБР «Ти-тан-2» обеспечивала доставку боевой части массой 3,7 т на расстояние свыше 15 тыс. км. В 1960 г. общие затраты на всю программу «Титан» оценивались в 4,9 млрд долл. (или около 23 млрд долл. в ценах 2000 г.).

^{МБР «Титан-2»}

Еще на стадии разработки МБР «Титан-2» была выбрана NASA в качестве средства выведения пилотируемых кораблей «Джемини». Данное решение было обусловлено высокой надежностью проектировавшегося изделия. Тем не менее для проведения пилотируемых полетов потребовались некоторые дополнительные мероприятия. В частности, большинство основных систем ракеты были сдублированы, маршевые ЖРД оснащены системой обнаружения неисправностей, инерциальная система наведения заменена на радиокомандную, тормозные и верньерные двигатели были демонтированы. В 1964—1966 г. по программе «Джемини» было осуществлено 12 успешных стартов РН «Титан-2», из которых первые два носили статус испытательных и проводились в беспилотном варианте. В последующие два десятилетия ракета «Титан-2» для орбитальных полетов не применялась. Лишь в 1986 г., за год до снятия МБР с вооружения, ВВС заключили с компанией «Martin Marietta» контракт стоимостью 484 млн долл. на подготовку восьми ракет к выведению КА, а также на модернизацию для их запусков стартового комплекса SLC-4W на базе Ванденберг. Позднее объем заказа увеличился до 14 изделий (всего в распоряжении ВВС тогда находилось 55 списанных МБР), а стоимость контракта возросла до 639 млн долл. Основные изменения в конструкции ракеты, названной «Титан-20» (или «Титан-230»), пришлись на вторую ступень — на ней был установлен переходник для монтажа полезного груза, усовершенствованная система стабилизации, а также тормозные двигатели; в то же время верньерные РДТТ были сняты. Ракета могла оснащаться различными обтекателями единого диаметра 3,05 м и длиной 6,1—9,2 м. В стандартном двухступенчатом варианте ракета «Титан-20», стоимость запуска которой определялась в 33—36 млн долл., обеспечивала доставку на полярную орбиту высотой 185 км спутников массой 2,18 т; в комплектации с дополнительным разгонным блоком «Стар-37» ее возможности по выведению грузов на солнечно-синхронную орбиту высотой 546 км возрастали до 3 т. Первый старт ракеты «Титан-20» состоялся в 1988 г., последний — осенью 2003 г. За это время состоялись полеты 13 ракет (одна осталась неиспользованной), причем все они были успешными. Основными грузами данных транспортных систем стали спутники разведки и метеонаблюдения.

<<<Назад Страница 91 Далее>>>

<<<Назад Страница 92 Далее>>>

Справочные данные. Ракета-носитель «Титан-2G» Разработчик — «Lockheed Martin».

Применение — выведение спутников легкого класса на полярные орбиты. Стоимость — 33 млн долл. (для военных организаций). Период эксплуатации — 1988—2003 гг. Надежность — 100% (при 13 стартах). Стартовый комплекс — SLC-4W (база Ванденберг). Энергетические характеристики — 2,36 т (орбита высотой 185 км и наклонением 63,5°); Зт (солнечно-синхронная орбита, с дополнительной третьей ступенью); 3,18 т (орбита высотой 185 км и наклонением 28,6°, с м. Канаверал). Стартовая масса — 156 т. Высота — до 36 м. Диаметр — 3,05 м. Первая ступень Двигатели — 2 х LR-87-AJ-5. Высота — 21,4 м. Диаметр — 3,05 м. Масса конструкции — 4,22 т. Топливо— азотный тетроксид + «аэрозин-50». Масса топлива — 118,3 т. Тяга — 195,2 т (на уровне моря). Время работы — 158 с. Вторая ступень Двигатель — LR-91-AJ-5. Высота — 12,2 м. Диаметр — 3,05 м. Масса конструкции — 2,86 т. Топливо— азотный тетроксид + «аэрозин-50». Масса топлива — 28,44 т. Тяга — 45,4 т (в вакууме). Время работы — 175 с.

<<<Назад Страница 92 Далее>>>

<<<Назад Страница 93 Далее>>>

Ракеты семейства «Титан» (Часть 3) Проявившееся в начале 1960-х годов нежелание военного ведомства использовать ракету «Титан-2» для выведения КА объясняется не столько ее технико-эксплуатационными характеристиками, сколько доминировавшей концепцией интенсивного наращивания потенциала ракетно-космических систем. Подготовленные тогда оценки перспективного (до 1975 г.) грузопотока в космос выявили необходимость создания универсальной ракеты-носителя SSLS («Standard «Space Launch» System»), которая позволила бы выводить различные объекты, в том числе и пилотируемые, в самом широком диапазоне масс от 400 кг до 11,3 т. Среди других требований, к ней предъявлявшихся, назывались: высокие показатели по надежности и оперативности запуска, использование освоенных технологий, а также низкая стоимость разработки и эксплуатации. Проведя сравнительный анализ различных проектных схем SSLS на базе таких ракет, как «Сатурн», «Поларис» и «Титан», ВВС отдали предпочтение последнему варианту. В соответствии с замыслом новая транспортная система, положившая начало семейству ракет «Титан-3», должна была комплектоваться по блочному принципу.в зависимости от задач конкретного полета. Целью первого этапа работ по программе с военным обозначением 624А являлось создание трехступенчатой РН «Титан-3А», представлявшей собой сборку ракеты «Титан-2» с жидкостным разгонным блоком. Доработки ракеты «Титан-2» были связаны в основном с усилением ее конструкции, что привело к увеличению «сухой» массы первой и второй ступеней на 1,34 т и 0,48 т. Кроме того, со второй ступени было демонтировано оборудование служебных систем, располагавшееся в межбаковом отсеке. Это дало возможность несколько удлинить топливные баки и увеличить запас топлива, в результате чего продолжительность работы ступени составила 205 с. Верхняя ступень ракеты «Титан-ЗА» и последующих ее модификаций предназначалась для решения широкого круга задач: прямого выведения грузов на рабочие орбиты, включая стационарную, на траектории межпланетных перелетов, а также для орбитального маневрирования. В связи с этим требовалось обеспечить высокую надежность и универсальность нового разгонного блока, возможности повторного его запуска в космосе после продолжительного пассивного участка, низкую стоимость изготовления и т.п. В конкурсе на разработку верхней ступени РН «Титан-3» принимали участие несколько фирм, в том числе и компания «Lockheed» с усовершенствованной ступенью «Аджена». Тем не менее выбор пал на проект «Транстейдж», подготовленный фирмами «Martin Marietta» и «Aerojet». Ступень «Транстейдж» имела высоту 4,57 м, а ее диаметр (3,05 м) соответствовал нижним ступеням ракеты. При общей массе 12,34 т на топливо (азотный тетроксид и «аэрозин») приходилось 10,65 т. Силовая установка блока «Транстейдж» комплектовалась двумя двигателями AJ10-138 тягой по"3,6 тис удельным импульсом 302,2 с в вакууме. Среди других характеристик этих ЖРД, каждый из которых закреплялся в карданном подвесе, известны следующие: масса — 96кг, высота— 2,05м, диаметр — 1,2 м, давление в камере сгорания — 7,4 атм, диаметр критического сечения сопла — 18,8 см, степень расширения сопла— 40:1.