Зенит-2SБ
Ракета космического назначения «Зенит-2SБ»
Ракеты космического назначения «Зенит-ЗSLБ», «Зенит-ЗSLБФ» и «3eнит-2SLБ» представляют собой семейство ракет на нетоксичных компонентах топлива (жидкий кислород и керосин), разработанных в рамках проекта «Наземный старт» для запусков космических аппаратов с космодрома Байконур на низкие, средние и высокие круговые и эллиптические околоземные орбиты (в том числе переходную к геостационарной и геостационарную), а также на отлетные траектории.
Базовая ракета «Зенит-2» впервые запущена с космодрома Байконур в 1985 году.
Ракета разработана Государственным конструкторским бюро (ГКБ) «Южное» (Днепропетровск, Украина), изготавливается на ГП ПО «Южный машиностроительный завод» (Днепропетровск).
Носитель, созданный в рамках проекта «Наземный старт», имеет тот же технический облик, что и ракета для проекта «Морской старт», разработчиками сохранены все изменения и улучшения базовой ракеты «Зенит-2».
Значительными отличиями модифицированного носителя от базовой ракеты «Зенит-2» являются:
Характеристики ступеней ракеты-носителя | ||
Первая ступень | ||
Время работы, с |
140-150 | |
|
Сухая масса, кг |
27564 |
|
Масса в заправленном состоянии, кг |
354350 |
|
Масса горючего (керосин), кг |
90219 |
|
Масса окислителя (жидкий кислород), кг |
236567 |
|
Длина,м |
32,9 |
Диаметр, м |
3,9 | |
Двигатели |
один РД-171 (четыре камеры) | |
|
Тяга (на уровне моря), кгс |
740000 |
|
Тяга (в пустоте), кгс |
806400 |
|
Удельный импульс (на уровне моря), с |
309,5 |
|
Удельный импульс (в пустоте), с |
337,2 |
|
Управление ориентацией |
поворот сопла на ± 6,3° |
Вторая ступень | ||
|
Время работы, с |
360-370 |
|
Сухая масса, кг |
8307 |
|
Масса в заправленном состоянии, кг |
90794 |
|
Масса горючего (керосин), кг |
23056 |
|
Масса окислителя (жидкий кислород), кг |
59431 |
|
Длина, м |
10,4 |
|
Диаметр, м |
3,9 |
|
Двигатели |
один маршевый двигатель РД-120, один рулевой двигатель РД-8 (четыре камеры) |
|
Тяга (в пустоте), кгс: | |
|
маршевый двигатель |
93000 |
|
рулевой двигатель |
8100 |
|
Удельный импульс (в пустоте), с | |
|
маршевый двигатель |
350 |
|
рулевой двигатель |
342,8 |
|
Управление ориентацией |
поворот сопла рулевого двигателя на ± 33° |
В состав ракеты космического назначения «Зенит-ЗSLБФ» входят ракета-носитель (РН) «Зенит-2SБ80» (первая и вторая ступени) и космическая головная часть, содержащая космический аппарат, разгонный блок «Фрегат-СБ», головной обтекатель (ГО) и переходный отсек (ПхО).
Впервые ракета-носитель «Зенит» применялась вместе с разгонным блоком «Фрегат» в январе 2011 года при выведении российского гидрометеорологического геостационарного спутника «Электро-Л».
Разгонный блок «Фрегат-СБ» является модернизированным (с увеличенным запасом топлива) вариантом РБ «Фрегат», адаптированным для применения в ракетах более тяжелых и грузоподъемных, чем РН типа «Союз» (для которых изначально разрабатывался «Фрегат»), в частности таких, как «Зенит».
Головной обтекатель (ГО) предназначен для защиты космического аппарата и разгонного блока от воздействия окружающей среды с момента установки в комплексе подготовки полезной нагрузки до отделения головной части от ракеты на этапе выведения. ГО, разработанный НПО имени С. А. Лавочкина, представляет собой алюминиевую конструкцию длиной 10,4 м и максимальным диаметром 4,1 м.
Переходный отсек, также созданный НПО имени С. А. Лавочкина, служит для сопряжения космической головной части с ракетой- носителем.
Интеграция элементов космической головной части производится в чистовой камере класса 100000 во время предстартовой подготовки.
Первая и вторая ступени ракеты-носителя (РН) аналогичны первой и второй ступеням РН проекта «Морской старт».
Ракета-носитель выполнена по тандемной схеме с поперечным делением ступеней. Управление полетом РН на начальном этапе производится с помощью отклонения камер маршевого двигателя первой ступени, а после ее отделения - с помощью специального рулевого двигателя.
Так же, как и «Зенит-ЗSL», ракета «Зенит», используемая в проекте «Наземный старт», содержит блок радиоэлектронного оборудования для телеметрии, наведения и навигации как в двухступенчатом («3eнит-2SLБ»), так и в трехступенчатом («Зенит-3SLБ», «Зенит-3SLБФ») вариантах. Бортовые установки телеметрии Sirius передают телеметрические данные по независимым радиоканалам на наземные станции, расположенные в России, а при выведении на солнечно-синхронную орбиту используется отдаленная станция на Аравийском полуострове. В случае с трехступенчатыми РН «Зенит» эти каналы дополняются блоком данных, поступающих с разгонного блока.
Конструкция обеих ступеней за счет высокого коэффициента заполнения (отношения массы топлива к общей массе ракеты), превышающего 90%, считается одной из самых эффективных в мире. В случае с первой ступенью это достигается по большей части с помощью мощного двигателя РД-171М и отсутствия боковых ускорителей.
Отсутствие боковых ускорителей существенно упрощает процесс предстартовой подготовки и является основной особенностью, отличающей РН «Зенит» от других пусковых систем. Без ускорителей конструкция ступеней оптимальна, количество пиротехнических устройств снижено, а надежность системы повышается за счет уменьшения вероятности появления сбоев в механизмах отделения ускорителей или в них самих. Более того, обтекаемая конфигурация позволяет лучше управлять ракетой на всех этапах полета вне зависимости от погодных условий и повышает точность выведения.
Первая ступень состоит из бака окислителя, межбакового отсека, бака горючего и хвостового отсека. Все отсеки первой ступени, включая межбаковый и хвостовой, выполнены сварными из сплава АМг-6. В хвостовом отсеке расположен маршевый двигатель первой ступени РД-171, созданный «НПО Энергомаш». В настоящее время это один из самых мощных двигателей в мире; тяга на Земле составляет 7250 кН. РД-171 - четырехкамерный двигатель с одним турбо-насосным агрегатом (ТНА), выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа, при этом камеры имеют возможность отклоняться на угол до 6 градусов. В двигателе используется химическое зажигание компонентов топлива в камерах и газогенераторах. На двигателе смонтированы агрегаты для наддува баков первой ступени. Время работы двигателя составляет 140-150 секунд. Отделение ступени производится четырьмя твердотопливными двигателями торможения, расположенными в основании ступени.
Вторая ступень включает 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. Приборный отсек предназначен для размещения системы управления ракетой, приборы отсека заключены в герметичные контейнеры. Бак окислителя второй ступени отличается от бака окислителя первой ступени конструкцией силовой оболочки и размерами. В нем также находятся баллоны с гелием для наддува бака горючего. Бак горючего выполнен в виде цилиндрического тора, во внутреннем объеме которого располагается маршевый двигатель второй ступени. Двигательная установка второй ступени состоит из двух ЖРД - маршевого РД-120, разработанного «НПО Энергомаш», и рулевого РД-8. Однокамерный ЖРД РД-120 закреплен неподвижно. Он выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа. Его тяга в вакууме равна 834 кН. Время работы двигателя при однократном включении - 315 секунд. Рулевой двигатель РД-8 - четырехкамерный с одним ТНА. Он также выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа. Тяга двигателя в вакууме - 78,5 кН. Камеры рулевого двигателя могут отклоняться на углы до 33 градусов. Время работы - до 1100 секунд. Двигатель разработан в ГКБ «Южное». Так же, как и в случае с первой ступенью, отделение второй ступени производится четырьмя твердотопливными двигателями торможения.
Технический и стартовый комплексы
Для запусков в рамках ФКП и в проекте «Наземный старт» задействуется инфраструктура подготовки полезных нагрузок, ракеты и пуска носителя, развернутая на космодроме Байконур. К основным элементам инфраструктуры относятся:
Основной комплекс подготовки полезного груза состоит из существующих на площадке 31 строений и сооружений, которые раньше использовались для подготовки многих отечественных и зарубежных полезных грузов. Комплекс на площадке 254 станет основным после полного завершения модернизации. Все подготовительные операции с КА, заправочные операции, герметизация, подготовка пиросредств, накатка обтекателя и пр. проводятся здесь.
Технический комплекс включает в себя:
Стартовый комплекс (СК) на площадке 45, созданный Конструкторским бюро транспортного машиностроения (ныне филиал ФГУП «ЦЭНКИ» - НИИ стартовых комплексов имени В.П. Бармина) обеспечивает установку ракеты на стартовый стол, полный комплекс предстартовой подготовки, заправку компонентами ракетного топлива, подготовку к пуску собранной РН и пуск.
СК включает в себя:
Основным преимуществом стартового комплекса «Зенит» является полностью автоматизированная подготовка РН, проходящая без участия обслуживающего персонала. Высокая степень автоматизации предпусковых и пусковых операций обеспечивает высокую надежность, качество выполнения и безопасность проведения операций при минимальном количестве обслуживающего персонала. Важным преимуществом является отсутствие заменяемых элементов после проведения пуска, что позволяет существенно сократить количество послепусковых работ и уменьшить время подготовки к следующему пуску.
К основным системам, комплектам и агрегатам технологического оборудования относятся:
Фрагмент текста с ошибкой:
Правильный вариант: