Каталог продукции

Полный список     По странам     По регионам     По городам

Каталог продукции » 760000 » 763000

	Информация о товарной позиции

Наименование:	Ракета-носитель
Обозначение:	РН "Космос-3М"
Код ОКП:	763000
Количество:	по требованию
Цена:	Договорная в том числе НДС     Сделать заказ

Ракета-носитель "Космос-3М"

История

Ракета-носитель "Космос-3М" была создана на базе стратегической ракеты Р-14, разработанной в Конструкторском бюро "Южное" под руководством Михаила Кузьмича Янгеля. Одноступенчатая баллистическая ракета средней дальности Р-14 была принята на вооружение в апреле 1961 года. Поскольку к концу 50-х годов в СССР было развернуто промышленное производство НДМГ, в новой ракете было использовано данное перспективное горючее, самовоспламеняющееся с азотнокислотными окислителями. Баллистическая ракета Р-14 получилась весьма удачной, с большим потенциалом. Поэтому она была выбрана в качестве основы для создания ракеты-носителя легкого класса, существенно превосходящей по возможностям первый днепропетровский вариант РН "Космос" на базе Р-12. Эскизное проектирование нового носителя, получившего индекс 65С3 началось в КБЮ уже в апреле 1961 года. Постановление ЦК КПСС И Совета Министров СССР "О создании космического носителя 65С3 на базе боевой ракеты Р-14 и космических аппаратов "Метеор", "Стрела", "Пчела"вышло 31 октября 1961 года. В этот период КБЮ находилось в сложном положении из-за большой загрузки боевой тематикой. В этой ситуации М.К.Янгель решил передать новые космические проекты другим КБ. В мае-ноябре 1962 года дальнейшая разработка и изготовление РН 65С3 были переданы в молодое ОКБ-10 в Красноярске (ныне НПО Прикладной механики). Оно было создано в декабре 1961 года на базе филиала #2 "королевского" ОКБ-1 при заводе #1001 (ныне Красноярский машиностроительный завод). Этот филиал , а затем ОКБ-10 возглавлял талантливый ученик С.П.Королева - Михаил Федорович Решетнев, в будущем академик, Генеральный конструктор и Генеральный директор НПО ПМ.

Филиал #2 ОКБ-1 был создан весной 1959 года на заводе #1001 для обеспечения серийного выпуска баллистической ракеты Р-9, разработанной в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева. Однако вскоре ситуация изменилась - в производство было решено запустить не ракету Р-9, а "янгелевскую" Р-14. Филиал #2 провел большую работу по подготовке серийного производства Р-14 на заводе #1001. Таким образом передача тематики по 65С3 именно ОКБ-10 не была случайной.

В ОКБ-10 был передан материал эскизного проекта РН 65С3. Это были, по словам М.Ф. Решетнева, даже еще не рабочие кальки, а только проектные прорисовки. Таким образом, разработка нового носителя проводилась в Красноярске практически полностью. Была спроектирована новая вторая ступень, несколько изменена конструкция бака окислителя базовой ракеты Р-14, разработан переходной отсек между ступенями, головной обтекатель, система разделения и другие системы.

Важной особенностью нового носителя явилось то, что он создавался в тесной увязке с космическими аппаратами, которые должен был выводить. Это были низкоорбитальные спутники связи. Предполагалось выводить сразу несколько таких КА одной РН.

Новая ракета проходила летные испытания на космодроме Байконур. Они начались 18 августа 1964 года. Было 8 пусков РН, получившей название "Космос-1". Из них - 7 успешных. Доработанный вариант ракеты "Космос-3" оказался не вполне удачным (было 6 пусков с Байконура, из них 3 - аварийные). После последовавшей модернизации РН под названием "Космос-3М" уже длительное время весьма успешно эксплуатируется Военно-космическими силами. По оценкам американских специалистов, проводивших сравнительный анализ 18 типов различных РН легкого класса, созданных в разных странах, в настоящее время это один из самых совершенных носителей в мире в своем классе.

Для пусков этой РН на космодроме Плесецк по проекту Конструкторского бюро транспортного машиностроения (КБТМ) был построен новый стартовый комплекс на две пусковые установки. Кроме того, под данный тип носителя впоследствии был переоборудован и стартовый комплекс "Радуга", с которого производились ранее пуски РН "Космос-2". Пуски новой РН стали также производиться и с полигона Капустин Яр. Летные испытания данной РН начались в 1967 году, а ее штатная эксплуатация ведет свой отсчет с 1971 года. С космодрома Байконур эта РН больше не запускалась.Небольшое количество носителей запускалось также с полигона Капустин Яр, в основном по суборбитальным траекториям. Однако прижиться "Космосу-3М" на берегах Енисея не довелось. По мере развития ОКБ-10 его основной тематикой стало создание космических аппаратов. Производство ракеты-носителя "Космос-3М" было передано в Производственное объединение "Полет", расположенное в Омске. Конструкторское бюро этого объединения являлось первым филиалом КБ "Южное", а входящий в него завод серийно выпускал ракеты Р-12 и Р-16.

ПО "Полет" является сейчас одной из крупнейших аэрокосмических корпораций России с широким диапазоном производства (ракеты-носители, космические аппараты, ракетные двигатели, транспортные самолеты и другая техника). Ее мощный потенциал способен обеспечить развитие и долгую жизнь РН "Космос-3М". В частности, в настоящее время конструкторское бюро объединения проводит работы по модернизации ракеты-носителя под названием "Взлет" ("Космос-У").

Важнейшей особенностью РН "Космос-3М" является ее универсальность. Она обеспечивает запуски КА на эллиптические и околокруговые орбиты высотой от 250 до 1700 км с наклонениями 51,66,74 и 83 град., при этом масса полезного груза составляет от 1500 кг (высота орбиты 250 км) до 500 кг (высота 1700 км). РН "Космос-3М" способна выводить на орбиту в одном пуске до 8 КА. Она также способна выводить КА массой до 850 кг на синхронно-солнечную орбиту высотой 475 км и наклонением 97,3 град. Этой ракетой-носителем выводились на орбиты ИСЗ серии "КОСПАС" советско-американской системы спасения "КОСПАС-САРСАТ", индийские "АРИАБХАТА", "БХАСКАРА", французский "СНЕГ", шведский "АСТРИД", американский "ФАЙСАТ-1", навигационно-связные КА. Кроме того, с помощью РН этого типа проводились многочисленные астрофизические, технологические и другие эксперименты в интересах отечественных и международных организаций, в том числе и при суборбитальных полетах, продолжительность которых может достигать 48 минут.

Конструкция

	Общая информация
	Начало лётно-конструкторских испытаний	1967 год
	Проведено пусков на 1.06.97 г.
	- всего	416
	- успешных	391
	- частично успешных	7
	- аварийных	18
	Стартовая масса, т	108
	Сухая масса (с головным обтекателем), т	8,16
	Масса полезного груза, выводимая на круговую орбиту высотой 200 км с наклонением 51 град., т	1,5
	Длина (без головного блока), м	26,68
	Наибольший поперечный размер, м	4,53
	Количество ступеней	2

Первая ступень
Компоненты топлива: - окислитель АК-27И - горючее НДМГ Стартовая масса, т 86,5 Сухая масса, т 5,34 Длина , м 22,48 Наибольший поперечный размер, м 4,53 Наибольший диаметр хвостового отсека, м 2,8	Диаметр топливных баков, м 2,4 Двигатель РД-216М Тяга на Земле, кН 1480 Тяга в пустоте, кН 1740 Удельный импульс на Земле, Нс/кг 2429 Удельный импульс в пустоте, Нс/кг 2857 Продолжительность работы, с 130
Вторая ступень
Компоненты топлива: - окислитель АК-27И - горючее НДМГ Стартовая масса, т 18,9 Сухая масса, т 1,72 Длина, м 4,2 Наибольший поперечный размер, м 3,5 Диаметр топливного отсека, м 2,4 Диаметр баков СМТ, м 0,355..0,4	Двигательная установка ДУ-49 Тяга в пустоте, кН: - основной режим 158 - промежуточный режим 5,5 - режим СМТ 0,1 Удельный импульс в пустоте, Нс/кг: - основной режим 2972 - промежуточный режим 1725 - режим СМТ 1735 Продолжительность работы, с: - основной режим до 430 - промежуточный режим до 70 - режим СМТ до 3800
Точность выведения
По высоте, км до 40 По периоду обращения, с до 30 По углу наклонения орбиты, угловых минут до 8

Принципиальная схема

	Ракета-носитель "Космос-3М" состоит из двух ступеней и головного блока. Ступени соединены по схеме "тандем". На обеих ступенях РН установлены ЖРД, работающие на самовоспламеняющихся компонентах ракетного топлива - окислителе АК-27И, горючем - НДМГ. Управление полетом ракеты во время работы ЖРД первой ступени осуществляется с помощью газовых рулей, а при работе двигателя второй ступени - поворотными рулевыми соплами. Разделение ступеней производится по "полугорячей" схеме. Сброс головного обтекателя производится на участке полета второй ступени на высоте около 75 км.
	Первая ступень ракеты включает переходный отсек, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего, силовое кольцо и хвостовой отсек. Ее длина 22,5 м, диаметр - 2,4 м, сухая масса - 5,3 т, стартовая масса - 86,5 т.
	Переходный отсек предназначен для соединения ступеней. Кроме того, в нем размещается двигательная установка второй ступени. Отсек клепаной конструкции из алюминиевых сплавов, представляет собой цилиндрическую обечайку, подкрепленную продольным (стрингерами) и поперечным (шпангоутами) силовым набором. Обечайка имеет два пояса люков. Верхний обеспечивает доступ к агрегатам ДУ второй ступени, нижний служит для выхода газов, истекающих из рулевых сопел ДУ второй ступени при разделении. Люки верхнего пояса закрываются крышками, нижнего - заклеиваются тканью.
	Конструкция баков окислителя и горючего первой ступени практически одинакова. Каждый бак состоит из цилиндрической обечайки и двух сферических днищ, приваренных к ней через торцевые пустотелые шпангоуты. Обечайка образована восемью панелями с продольными ребрами, обращенными внутрь бака. На этих ребрах с помощью специальных элементов (фитингов) смонтированы формообразующие шпангоуты уголкового профиля. Через бак горючего проходит расходный трубопровод окислителя, размещенный в тоннельной трубе. Дренажно-предохранительный клапан бака горючего находится в хвостовом отсеке, а через весь бак к куполу верхнего днища проложена дренажная труба.Наддув бака горючего осуществляется сжатым азотом, а бака окислителя - сжатым воздухом. Эти газы хранятся в баллонах высокого давления, расположенных в хвостовом (азот) и межбаковом (воздух) отсеках.
	Межбаковый отсек клепаной конструкции из алюминиевых сплавов служит для соединения баков горючего и окислителя. На наружной поверхности отсека размещены два тормозных РДТТ системы разделения ступеней, закрытые обтекателями.
	Хвостовой отсек конической формы. Он имеет традиционную клепаную конструкцию. Диаметр большего основания конуса 2,8 м. Коническая форма позволяет снизить степень статической неустойчивости ракеты в полете. Этому способствуют также размещенные на хвостовом отсеке аэродинамические стабилизаторы. На нижнем торцевом шпангоуте отсека установлено четыре достаточно развитых кронштейна, которые служат в качестве стартовых опор. В них размещены опоры осей газовых рулей и их приводы. В отсеке расположен двигатель первой ступени - четырехкамерный ЖРД РД-216М. Тяга от него передается через специальную сварную раму на силовое кольцо.
	ЖРД РД-216М с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме без дожигания. Он создан в НПО "Энергомаш" под руководством В.П. Глушко. ЖРД состоит из двух идентичных двигательных блоков, объединенных рамой их крепления на РН и общими системами запуска и регулирования. Каждый блок включает две камеры, один ТНА, один восстановительный газогенератор и агрегаты автоматики. ТНА имеет одноступенчатые насосы окислителя и горючего, а также двухступенчатую осевую газовую турбину. Он располагается между камерами в районе их критического сечения. Отработанный генераторный газ выбрасывается через два выхлопных патрубка. Запуск ЖРД - одноступенчатый, с первоначальной подачей компонентов в газогенераторы блоков из двух пусковых бачков путем их вытеснения азотом через наземный стартовый пневмощиток. Регулирование тяги в полете осуществляется одновременным изменением подачи в газогенераторы обоих компонентов при сохранении их соотношения и стабилизации температуры генераторного газа. Оно проводится гидроредукторами окислителя и горючего, управление которыми обеспечивают синхронно перенастраиваемые от системы РКС азотные редукторы каждого блока. Синхронизация опорожнения баков ступени осуществляется регулятором давления окислителя на входе в двигатель. Выключение ЖРД - двухступенчатое. Сначала прекращается работа газогенераторов, затем отсекается подача компонентов в камеры с одновременным дренажем горючего из трактов их охлаждения. Большинство агрегатов автоматики двигателя имеет дублированный пиротехнический привод.
	Вторая ступень состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Кроме того, по бокам ступени смонтированы два навесных блока баков основных компонентов, обеспечивающих работу системы малой тяги (СМТ) и второе включение маршевого ЖРД. Короткий приборный отсек имеет клепаную конструкцию. Он выполнен из алюминиевого сплава. На него опирается рама крепления полезного груза. На этой раме размещаются также приборы системы управления ракетой. Кроме того, приборный отсек служит для соединения второй ступени с головным обтекателем. Топливный отсек (ТО) сварной из сплава АМг-6. Он включает цилиндрическую обечайку и три днища - верхнее, среднее и нижнее. Среднее днище делит ТО на два отсека: окислителя и горючего. Все оболочки ТО - гладкие. Верхнее и среднее днища - сферические, а нижнее днище - составное. Оно образовано усеченным конусом и полусферой, обращенной внутрь бака.
	Крепление двигателя второй ступени безрамное - камера двигателя с помощью четырех кронштейнов на смесительной головке крепится прямо к нижнему шпангоуту конического днища ТО. Хвостовой отсек второй ступени имеет клепаную конструкцию. В нем размещены электроприводы рулевых сопел и тормозной РДТТ второй ступени. На поверхности хвостового отсека находятся нижние узлы крепления подвесных баков СМТ. К торцевому кольцу отсека крепится конический кожух для защиты агрегатов ДУ от газов, истекающих из рулевых сопел.
	На второй ступени установлена двигательная установка (ДУ), разработанная в КБ химического машиностроения (КБХМ) под руководством А. М.Исаева В состав ДУ входят маршевый двигатель и двигатель СМТ. Маршевый ЖРД - однокамерный, с четырьмя рулевыми соплами выполнен по схеме без дожигания, с турбонасосной системой подачи топлива. Двигатель имеет два режима тяги (основной и промежуточный), может повторно запускаться для выведения КА на высокие орбиты и питается как из основных баков ступени (при первом включении), так и из баков СМТ (при втором включении). Маршевый двигатель имеет камеру, моноблочный ТНА, питаемый восстановительным газогенератором, два пиростартера предварительной раскрутки ТНА, окислительный и восстановительный газогенераторы наддува соответствующих основных баков ступени, азотную пневмосистему, управляющую работой большинства клапанов и агрегаты автоматики. Отработавший на турбине ТНА газогенераторный газ по системе газоводов направляется к четырем подвижным рулевым соплам, имеющим возможность отклоняться в одной плоскости на углы до 70 градусов с помощью электроприводов. Двигатель имеет двухступенчатый запуск и двухступенчатое выключение через промежуточную (около 5,5 кН) ступень тяги, создаваемой рулевыми соплами при неработающей камере. Этот режим обеспечивает "полугорячее" разделение ступеней, стабилизацию второй ступени перед включением камеры на основной режим тяги и точное "довыведение" КА. На основном режиме автоматика двигателя осуществляет регулирование тяги по командам от системы РКС, регулирование (при первом включении) или стабилизацию (при втором включении) соотношения компонентов в камере с целью синхронизации опорожнения баков и стабилизацию температуры в основном газогенераторе.
	Двигатель СМТ представляет собой четырехсопловой рулевой двигатель с вытеснительной подачей компонентов в специальный газогенератор - газогенератор СМТ. Этот двигатель имеет один режим малой (около 100 Н) тяги, запускается один раз, питается из баков СМТ и предназначен для стабилизации ступени в "пассивном" полете между включениями маршевого ЖРД. Двигатель имеет восстановительный газогенератор СМТ, систему газоводов, четыре малых подвижных рулевых сопла, жестко связанных и отклоняемых вместе с соплами маршевого ЖРД, и пироуправляемые пускоотсечные клапаны. Он запускается и выключается в одну ступень, не регулируется и может непрерывно функционировать свыше 60 минут. Оба двигателя тесно увязаны между собой в конструкции и при функционировании ДУ.
	Для защиты КА на атмосферном участке полета на РН "Космос-3М" используется головной обтекатель. Он состоит из двух полустворок, соединенных в единое целое замками продольного стыка. Крепление обтекателя к приборному отсеку второй ступени осуществляется замками поперечного стыка. Полустворки обтекателя клепаной конструкции. Они выполнены из алюминиевых сплавов. После раскрытия замков створки расталкиваются пружинными толкателями.

Подготовка и запуск

Подготовка РН "Космос-3М" к пуску производятся на техническом и стартовом комплексах. Ступени РН и головной обтекатель поступают в монтажно-испытательный корпус (МИК) технического комплекса с завода или из хранилищ в специальных железнодорожных вагонах в расстыкованном состоянии. В МИКе проводится проверка ступеней, установка на них необходимого оборудования, сборка и стыковка ступеней, стыковка РН с КА и головным обтекателем. Все операции выполняются на горизонтально лежащей ракете. Подготовку РН "Космос-3М" к пуску обеспечивает на техническом комплексе за 34-36 часов расчет общей численностью до 105 человек.

После сборки и проверки РН на техническом комплексе она перегружается на специальную железнодорожную транспортно-установочную тележку и отправляется на стартовый комплекс. На стартовом комплексе РН устанавливается в вертикальное положение, проводится установка необходимого оборудования и цикл предстартовых проверок. Затем носитель заправляется компонентами ракетного топлива и сжатыми газами, осуществляется его прицеливание и пуск.

Все работы на стартовом комплексе обеспечиваются расчетом численностью 120...135 человек в течение 8...10 часов

Следует отметить, что РН "Космос-3М" была создана на основе баллистической ракеты Р-14 без существенных доработок по ее связи с наземным оборудованием. Это обусловило наличие в эксплуатационных процессах ручных операций, в том числе на заправленной компонентами топлива РН. Однако процесс предстартовой подготовки автоматизирован по отдельным важнейшим операциям: заправка РН компонентами топлива и сжатыми газами, отсоединение от РН заправочных коммуникаций, отвод от РН подвижной башни обслуживания, разворот РН на пусковом столе на направление стрельбы, отвод от РН кабель-мачты перед запуском двигателя первой ступени.

В целом уровень автоматизации работ при подготовке РН "Космос-3М" около 70%. Остальные работы, в том числе повторное подсоединение заправочных коммуникаций для слива топлива в случае отмены пуска, выполняются вручную. В этом отношении данная РН близка к большинству зарубежных носителей, созданных в шестидесятые годы.

Пуск ракеты-носителя "Космос-3М" производится дистанционно с простого пускового устройства - стартового стола. Предпусковые операции и пуск РН выполняет расчет в 20…26 человек.

Разделение первой и второй ступеней осуществляется по полугорячей схеме. При этом еще до разрыва механической связи между ступенями, в момент выключения ЖРД первой ступени, осуществляется запуск маршевого двигателя второй ступени на режим работы рулевых сопел. Истекающие из них газы попадают в переходный отсек и удаляются из него через нижние люки. После полного выключения ЖРД первой ступени механическая связь между ступенями разрывается с помощью пиропатронов и одновременно запускаются тормозные РДТТ, установленные на первой ступени, - осуществляется плавное расхождение ступеней.

Сброс головного обтекателя производится на участке полета второй ступени на высоте порядка 75 километров при скоростном напоре около 14 кг/кв.м. При этом обтекатель при раскрытии замков продольного и поперечного стыка делится на две створки. Их программный разворот и отбрасывание от ступени осуществляется с помощью пружинных толкателей.

Выведение КА на низкие орбиты осуществляется РН "Космос-3М" с однократным включением двигательной установки второй ступени. Перед отделением КА маршевый двигатель второй ступени переводится на режим работы рулевых сопел с целью уменьшения импульса последействия и уменьшения уровня возмущений при отделении КА.

После полного выключения двигателя механическая связь между второй ступенью и КА разрывается и последний отталкивается от ступени с помощью специальных пирозамков-толкателей. После отделения КА на второй ступени включается пороховой двигатель, установленный под углом к оси ступени. При работе этого РДТТ ступень тормозится и закручивается, уходя с траектории полета ИСЗ.