Центральный Дом Знаний - "Ангара" (ракета-носитель)

Информационный центр "Центральный Дом Знаний"

Заказать учебную работу! Жми!



ЖМИ: ТУТ ТЫСЯЧИ КУРСОВЫХ РАБОТ ДЛЯ ТЕБЯ

      cendomzn@yandex.ru  

Наш опрос

Как Вы планируете отдохнуть летом?
Всего ответов: 905

Онлайн всего: 1
Гостей: 1
Пользователей: 0


Форма входа

Логин:
Пароль:

"Ангара" (ракета-носитель)

«Ангара», семейство разрабатываемых ракет-носителей модульного типа с кислородно-керосиновыми двигателями, включающее в себя носители четырёх классов — от лёгкого до тяжёлого — в диапазоне грузоподъемностей от 1,5 («Ангара 1.1») до 35 («Ангара А7»)  тонн на низкой околоземной орбите (при старте с космодрома «Плесецк»). Головным разработчиком и производителем РН семейства «Ангара» является Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева.

Различные варианты «Ангары» реализуются с помощью различного числа универсальных ракетных модулей (УРМ) (УРМ-1 — для первой ступени, УРМ-2 — для второй и третьей) — один модуль для носителей лёгкого класса («Ангара 1.1» и 1.2), три — для носителя среднего класса («Ангара А3») и пять — для носителя тяжёлого класса («Ангара А5»).

Длина УРМ составляет 25,1 м, диаметр 2,9 м, масса с заправленным топливом 149 тонн. УРМ комплектуется кислородно-керосиновым двигателем РД-191.

 Цели создания комплекса

  1. России необходим ракетный комплекс, способный выводить на геостационарную орбиту полезные нагрузки с территории Российской Федерации (космодром «Плесецк», возможный вариант — космодром «Восточный»). В настоящее время ракета-носитель «Протон» запускается только с космодрома «Байконур», расположенного на территории Казахстана.

  2. Из соображений стратегической безопасности, комплекс полностью спроектирован и изготовлен кооперацией российских предприятий, находящихся на территории России.

  3. Ликвидация проблем использования тяжёлых РН с токсичным топливом. Традиционно в качестве топлива для «тяжёлых» РН (в СССР/РФ) — использовался гептил, очень токсичное вещество; в наше время данный тип топлива используется на РН Протон-М. В РН «Ангара» будет использоваться экологически чистое топливо на основе керосина; в качестве окислителя будет выступать — жидкий кислород; соответственно, такая РН значительно более безопасна при использовании. В будущем, возможна сертификация применение РН «Ангары» и для пилотируемых полетов.

  4. Модульность. Позволит упростить доставку готового изделия по железной дороге к месту старта. Модульная концепция построения, позволяет создать целое семейство РН: — лёгкого класса, на базе 1-го модуля первой ступени (масса полезной нагрузки на низкой околоземной орбите: 1,5 т, тяжёлого до 35 т, состоящего из 7 универсальных ракетных модулей в составе первой ступени.

  5. Полезная нагрузка «Ангары» — до 35 тонн, что больше, чем у РН Протон. Данные технические возможности «Ангары» позволяют вывести с космодрома Плесецк на геостационарную орбиту полезную нагрузку такой же массы, как и с космодрома Байконур при помощи РН Протон-М.

Вместе с тем, основной целью создания «Ангары» была возможность для ГКНПЦ им. Хруничева занять почти весь отечественный рынок космических запусков, создав на основе УРМединую замену для большинства существующих типов РН, созданных в СССР: — «Протон» (вместо него «Ангара» А5, А7), «Зенит-2» (производится на Украине, вместо него «Ангара А3»), «Циклон-2/3» (снят с производства на Украине, вместо него «Ангара А1.2») и «Космос-3М» (вместо него «Ангара А1.1»). Без замены оставалось бы только семейство ракет-носителей типа Р-7 (Союз/Молния) и небольшие носители. Методология создания унифицированного ряда РН стала основой докторской диссертации первого заместителя Генерального директора ГКНПЦ им. Хруничева А. А. Медведева, защищенной в 1999 году (в 2001 г. А. А. Медведев был назначен Генеральным директором ГКНПЦ имени М. В. Хруничева).

После распада СССР космодром «Байконур», с которого осуществлялись запуски тяжёлых ракет-носителей «Протон» и «Энергия», оказался за пределами Российской Федерации. Возникла необходимость создания комплекса ракеты-носителя тяжёлого класса, все элементы которого изготавливались бы из отечественных комплектующих на российской производственной базе, а пуски осуществлялись с космодромов, расположенных на территории России. В связи с этим, на основании Решения научно-технического совета Военно-космических Сил от 3 августа 1992 г. по вопросу «Средства выведения: состояние и перспективы их модернизации и развития» и Постановления Правительства Российской федерации от 15 сентября 1992 г. был объявлен конкурс на проектирование и создание КРК (космического ракетного комплекса) тяжёлого класса. В конкурсе приняли участие РКК «Энергия» им. академика С. П. Королёва,ГКНПЦ им. М. В. Хруничева и ГРЦ «КБ им. академика В. П. Макеева», которые представили на рассмотрение специально образованной Межведомственной экспертной комиссии несколько вариантов ракет-носителей.

В августе 1994 г. конкурс выиграл вариант, предложенный ГКНПЦ им. М. В. Хруничева. Эта же организация была назначена головным разработчиком комплекса. Отвергнутое предложение РКК «Энергия» в дальнейшем стало основой для разработки семейства ракет-носителей Русь-М.

Указом Президента РФ от 06.01.95 г. «О разработке КРК Ангара.» работы по созданию ракетного комплекса «Ангара» определены как работы особой государственной важности. В марте вышел приказ Министерства обороны РФ по этому комплексу. 26 августа 1995 г. вышло Постановление Правительства РФ, определившее этапность создания комплекса «Ангара», утвержден генеральный план-график создания комплекса, объёмы его финансирования, а также кооперацию соисполнителей. В постановлении был определен срок начала лётных испытаний комплекса — 2005 год и место — УСК (площадка № 35) космодрома «Плесецк» (недостроенный стартовый комплекс РН Зенит), а в перспективе предусматривается использование для пусков РН Ангара и космодрома «Свободный». Соисполнителями по отдельным частям и системам были установлены:

  • РКК Энергия (Королёв) — по всей конструкции 2-й ступени;

  • НПО Энергомаш (Химки) — по двигателям 1-й ступени;

  • КБ Химавтоматика (Воронеж) — по двигателям 2-й ступени;

  • ГРЦ КБ им В. П. Макеева — по топливным бакам;

  • КБ Транспортного машиностроения (ЦЭНКИ НИИСК, Москва) — по наземному стартовому комплексу;

  • НИИ ХИММАШ (ныне ФКП «НИЦ РКП») — по наземной отработке КРК.

Принятый к разработке проект предусматривал создание двухступенчатой ракеты-носителя пакетной компоновки баков с последовательной работой ступеней с использованием в качестве окислителя жидкого кислорода, а в качестве горючего — на первой ступени керосина, на второй — жидкого водорода. Баки горючего располагались по бокам расположенных по центру баков окислителя. Такая схема неофициально называлась «чебурашкой», поскольку визуально расположенные по бокам большие баки горючего напоминали уши этого мультипликационного персонажа. Двигателем 1-й ступени был принят РД-171, созданный для РН Зенит. Двигатель 2-й ступени — РД-0120, использованный ранее на центральном блоке РН Энергия. Стартовая масса РН — 640 т, масса полезной нагрузки, выводимой на низкую околоземную орбиту с наклонением 63° (с космодрома «Плесецк») — 24,5 т. Выбор двигателя 1-й ступени (РД-171) позволял использовать для запуска стартовые комплексы РН Зенит, в частности дооборудовать соответствующие недостроенные стартовые комплексы на космодроме Плесецк. 

В марте 1997 г. руководство ГКНПЦ им. М. В. Хруничева предложило кардинально пересмотреть принятый в 1995 г. вариант РН «Ангара». Постепенно стала вырисовываться нынешняя схема ракеты-носителя на базе универсальных ракетных модулей и с использованием керосина в качестве горючего на всех ступенях РН. Без проведения нового конкурса и Научно-технического совета, решением главы Росавиакосмоса Ю. Н. Коптева и с согласия Министерства обороны РФ новая схема была принята к разработке, а РКК Энергия и ГРЦ им. Макеева были исключены из состава соисполнителей.

В декабре 2007 года завершились 3-х месячные испытания РН в подмосковном НИИ химического машиностроения. 

В сентябре 2008 года в ФКП «НИЦ РКП» (бывший НИИ ХИММАШ, город Пересвет Сергиево-Посадского района Московской области) доставлен УРМ-2 ракеты-носителя «Ангара» для проведения огневых испытаний. Намеченные мероприятия являются частью обязательного цикла подготовки создаваемой ракетно-космической техники. 

29 апреля 2009 года в ФКП «НИЦ РКП» была проведена первая серия холодных испытаний (ХСИ-1) УРМ-1, в которой в бак окислителя заправлялось около 100 т жидкого кислорода. Целью ХСИ-1 являлась комплексная отработка пневмогидросистем (ПГС) питания двигателя и алгоритмов управления ПГС на натурном криогенном компоненте топлива — жидком кислороде. 

18 июня 2009 года в ФКП «НИЦ РКП» состоялись вторые холодные испытания (ХСИ-2) с использованием обоих компонентов топлива. На этом этапе была проведена комплексная проверка работоспособности пневмогидросистемы питания в стендовых условиях при «холодных» проливках баков окислителя и горючего.

30 июля 2009 года в ФКП «НИЦ РКП» на стенде ИС-102 проведены огневые испытания модуля УРМ-1 РН «Ангара».

26 ноября 2009 года в ФКП «НИЦ РКП» завершены огневые испытания модуля УРМ-1 РН «Ангара».

3 августа 2010 года в прессе прошло сообщение о том, что в ходе проведения межведомственных испытаний не выдержал многократных сверхнагрузок и прогорел ракетный двигатель РД-191 для первой ступени ракеты-носителя «Ангара».

18 ноября 2010 года в ФКП «НИЦ РКП» успешно проведены огневые стендовые испытания универсального ракетного модуля УРМ-2 РН «Ангара». Основная цель огневого стендового испытания — комплексная проверка и подтверждение работоспособности пневмогидросистем изделия в стендовых условиях при совместной работе с двигателем РД0124А-И с воспроизведением режимов работы двигательной установки по циклограмме полёта. Огневые стендовые испытания являются заключительным этапом наземной отработки УРМ-2 перед лётными испытаниями.

Первый запуск РН «Ангара» был запланирован с космодрома «Плесецк» на 2005 год. Но затем он был многократно перенесён: на 2011 год, на 2012 год,[11] а теперь уже на 2013 год. На текущий момент это — восьмой перенос первого запуска РН.

Минобороны России планирует подготовить ракетный комплекс «Ангара» к запуску в 2012 году. «Мы планируем в 2012 году выйти на готовность к запуску. На сегодняшний день все финансирование выделено, всё идет по графику», — сообщил командующий Космическими войсками Олег Остапенко.

Первый запуск ракеты-носителя лёгкого класса «Ангара-1» и первые лётные испытания космического ракетного комплекса (КРК) «Ангара» будут произведены не позднее 2013 года, сообщил журналистам 24 марта 2011 года официальный представитель Космических войск (КВ) РФ Алексей Золотухин.

Для запусков с космодрома «Байконур» создаётся космический ракетный комплекс (КРК) «Байтерек», первый запуск которого был запланирован на 2012 год, но затем перенесен на 2014 год. В 2008 году в качестве возможной базы для КРК «Байтерек» рассматривалось несколько существующих площадок на Байконуре. По последним данным  возможно использование площадки 250 (УКСС, Универсальный комплекс стенд-старт РН «Энергия»), с которой совершались запуски по программе «Энергия-Буран» с соответствующей доработкой имеющегося оборудования. Площадка ещё окончательно не выбрана и никаких работ по её оборудованию не ведется. Не решен и вопрос участия в финансировании со стороны Республики Казахстан. Финансовое участие в проекте Байтерек со стороны России предполагается в виде внебюджетных средств ГКНПЦ им. Хруничева.

В целом проект «Байтерек» предназначен для коммерческого применения РН Ангара-5, вместо РН Протон-М (после прекращения её эксплуатации), поскольку коммерческие запуски Ангары с космодрома Плесецк очень затруднены по организационным причинам (Плесецк фактически является военным космодромом) и экономически невыгодны (выводимая масса полезной нагрузки на ГПО существенно меньше, чем Протоном с Байконура). Для российских государственных структур запуски Ангары с Байконура не представляют интереса, поэтому данный проект является исключительно коммерческим предприятием ГКНПЦ им. Хруничева и казахской стороны, без государственного финансирования со стороны РФ.

Ведутся совместные работы по южнокорейскому носителю KSLV-1, в котором активно используются наработки по «Ангаре». С южнокорейской стороны заказчиком проекта выступает Корейский институт аэрокосмических исследований (KARI). С российской стороны в проекте участвуют ГКНПЦ имени М. В. Хруничева, НПО «Энергомаш» и Конструкторское бюро транспортного машиностроения.

Версии носителя

Версия

Ангара 1.1

Ангара 1.2

Ангара А3

Ангара А3/КВСК

Ангара А5

Ангара А5/КВТК

Ангара А7

Первая ступень

1×УРМ, РД-191

1×УРМ, РД-191

3×УРМ, РД-191

3×УРМ, РД-191

5×УРМ, РД-191

5×УРМ, РД-191

7×УРМ, РД-191

Вторая ступень

Бриз-КМ (Бриз-КС)

УРМ-2, РД-0124

УРМ-2, РД-0124

УРМ-2, РД-0124

УРМ-2, РД-0124

УРМ-2, РД-0124


Разгонный блок

--

--

Бриз-М

КВСК

Бриз-М

КВТК

КВТК-А7

Тяга (на уровне земли)

196 т

196 т

588 т

588 т

980 т

980 т

1372 т

Стартовая масса

149 т

171 т

480 т

480 т

759 т

790 т

1154 т

Высота (макс.)

34,9 м

41,5 м

45,8 м


55,4 м

64 м


Полезная нагрузка (орбита 200 км)

2 т

3,8 т

15,1 т

15,1 т

25,8 т

25,8 т

40,5 т

Полезная нагрузка (ГПО)

--

--

2,4 т

3,6 т

5,4 т

6,6 т

12,5 т

Полезная нагрузка (ГСО)

--

--

1,0 т

2,0 т

2,8 т

4 т

7,6 т

Масса полезной нагрузки указана при запуске с космодрома Плесецк (63° с.ш.). РН «Ангара А7» состоит из шести УРМ-1 и одного УРМ-2 (центрального блока увеличенного размера и заправки), должна быть оснащена модернизированными двигателями РД-191 с выдвижным сопловым насадком и не может быть запущена со стартового комплекса, предназначенного для запуска остальных ракет-носителей данного семейства.

Основные характеристики первоначального варианта РН «Ангара»

Данные приведены по книге В. Е. Гудилина Л. И. Слабкого «Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы)» Москва, 1996 г.[16]

N п/п

Характеристики

Значение

1

Стартовая масса, т



 — РН (без КГЧ / с КГЧ)

611,5/640


 — I ступень

481,53


 — II ступень

129,64

2

Мпг, выводимого на орбиту с параметрами Нкр = 200 км, i = 63 град.

26

3

Мпг, выводимого на ГСО с использованием РБ, т



 — КВРБ / РБ «Бриз-М»

4,3/3,2

4

Масса конструкции РН, т в том числе

46,6


 — ускоритель 1 ступени

33,0


 — ускоритель 2 ступени

13,66

5

Масса заправляемых компонентов топлива, т



 — I ступени (ж. O2 / РГ-1)

324,4/123,7


 — II ступени (ж. O2 / ж. H2)

99,4/16,7

6

Рабочий запас топлива



 — I ступень (ж. О2 / РГ-1)

317,6/120,77


 — II ступень (ж. О2 / ж. H2)

97,84/16,31

7

Конечная масса блока, т



 — I ступени

40,178


 — II ступени

15,663

8

Габаритные размеры (длина / поперечное сечение), м



 — РН (без КГЧ)

35,25/3х3,9


 — ускоритель 1 ступени

25,44/3х3,6


 — ускоритель 2 ступени

13,80/3х3,9


 — КГЧ

19,42/4,35

9

Тяга МД 1 ступени, тс



 — у Земли / в пустоте

740/806,4

10

Удельный импульс тяги МД 1 ступени, с



 — у Земли / в пустоте

309,5/337,2

11

Тяга МД 2 ступени в пустоте, с

190

12

Удельный импульс тяги МД 2 ступени в пустоте, с

455,5

Аналогом «Ангара А5» по стартовой массе и по выводимой на ГСО полезной нагрузке являются РН Протон (700 и 4,35-5,6 т соответственно) и разрабатывавшаяся в NASA Арес I. «Союз-2»занимает промежуточное положение между «Ангара 1.2» и «Ангара А3».

Loading

Календарь

«  Июль 2020  »
ПнВтСрЧтПтСбВс
  12345
6789101112
13141516171819
20212223242526
2728293031

Архив записей

Друзья сайта

  • Заказать курсовую работу!
  • Выполнение любых чертежей
  • Новый фриланс 24