Пять самых тяжелых космических ракет в мире (6 фото + Видео)
23 ноября 1972 года был произведён ставший последним четвёртый пуск сверхтяжелой ракеты-носителя Н-1. Все четыре запуска были неуспешными и через четыре года работы по Н-1 были свернуты. Стартовая масса этой ракеты составляла 2 735 т. Мы решили рассказать о пяти самых тяжелых космических ракетах в мире.
H-1
Советская ракета-носитель сверхтяжёлого класса H-1 разрабатывалась с середины 1960-х годов в ОКБ-1 под руководством Сергея Королёва. Масса ракеты составляла 2735 тонн. Первоначально она предназначалась для вывода на околоземную орбиту тяжёлой орбитальной станции с перспективой обеспечения сборки тяжелого межпланетного корабля для полётов к Венере и Марсу. Поскольку СССР включился в «лунную гонку» с США программа Н1 была форсирована и переориентирована для полета на Луну.
Однако все четыре испытательных запуска Н-1 были неуспешными на этапе работы первой ступени. В 1974 году советская лунно-посадочная пилотируемая лунная программа была фактически закрыта до достижения целевого результата, а в 1976 году также официально закрыты и работы по Н-1.
«Сатурн-5»
Американская ракета-носитель «Сатурн-5» остаётся самой грузоподъемной, наиболее мощной, самой тяжелой (2965 тонн) и самой большой из существующих ракет, выводивших полезную нагрузку на орбиту. Она была создана конструктором ракетной техники Вернером фон Брауном. Ракета могла вывести на низкую околоземную орбиту 141 т и на траекторию к Луне 47 т полезного груза.
«Сатурн-5» использовалась для реализации программы американских лунных миссий, в том числе с её помощью была осуществлена первая высадка человека на Луну 20 июля 1969 года, а также для выведения на околоземную орбиту орбитальной станции «Скайлэб».
«Энергия»
«Энергия» — советская ракета-носитель сверхтяжёлого класса (2400 т), разработанная НПО «Энергия». Она являлась одной из самых мощных ракет в мире.
Была создана как универсальная перспективная ракета для выполнения различных задач: носитель для МТКК «Буран», носитель для обеспечения пилотируемых и автоматических экспедиций на Луну и Марс, для запуска орбитальных станций нового поколения и т.д. Первый запуск ракеты состоялся в 1987 году, последний — в 1988 году.
«Ариан 5»
«Ариан 5» — европейская ракета-носитель семейства «Ариан», предназначенная для выведения полезной нагрузки на низкую опорную орбиту (НОО) или геопереходную орбиту (ГПО). Масса ракеты по сравнению с советскими и американскими не столь велика — 777 т. Производится Европейским космическим агентством. РН «Ариан 5» является основной ракетой-носителем ЕКА и останется таковой по крайней мере до 2015 года. За период 1995–2007 гг. было произведено 43 запуска, из которых 39 успешных.
«Протон»
«Протон» (УР-500, «Протон-К», «Протон-М») — ракета-носитель тяжёлого класса (705 т), предназначенная для выведения автоматических космических аппаратов на орбиту Земли и далее в космическое пространство. Разработана в 1961–1967 годах в подразделении ОКБ-23 (ныне ГКНПЦ им. М. В. Хруничева).
«Протон» явилась средством выведения всех советских и российских орбитальных станций «Салют-ДОС» и «Алмаз», модулей станций «Мир» и МКС, планировавшихся пилотируемых космических кораблей ТКС и Л-1/«Зонд» (советской лунно-облётной программы), а также тяжёлых ИСЗ различного назначения и межпланетных станций.
Видео
Другие статьи:
nlo-mir.ru
Картинки ракета носитель, Стоковые Фотографии и Роялти-Фри Изображения ракета носитель
Картинки ракета носитель, Стоковые Фотографии и Роялти-Фри Изображения ракета носитель | Depositphotos®
Syda_Productions
5760 x 3840
vicspacewalker
1899 x 2765
Syda_Productions
5760 x 3840
innovatedcaptures
3500 x 2334
ru.depositphotos.com
характеристики и фото :: SYL.ru
Ракета-носитель «Рокот» (фото приведено далее в статье), разработанная государственным центром им. Хруничева, представляет собой модификацию 2-ступенчатой баллистической ракеты PC-18Б (СС-19 по классификации НАТО), которая была выведена из состава стратегических ракетных войск России после принятия соглашения о контроле над вооружениями. Предназначена для выведения на низкие околоземные орбиты космических аппаратов весом до 2 т.
Ракета-носитель «Рокот»: описание и история создания
Дебютировавшая в конце 1994 г. ракета представляет собой сочетание новой жидкотопливной ІІІ ступени «Бриз» и двухступенчатой МБР РС-18 диаметром 2,5 м, высотой 24,6 м и грузоподъемностью около 2 т. Все 3 ступени в качестве топлива используют гептил и окислитель N2O4.
После двух суборбитальных запусков (20.11.1990 и 20.12.1991) 26.12.1994 «Рокот» вывел на эллиптическую орбиту 1884 х 2161 км с наклоном 64,8° спутник «Радио-POCTO». Однако через несколько часов после старта ІІІ ступень ракеты взорвалась. Первые пуски «Рокота» производились из шахты на космодроме «Байконур», но регулярные полеты планировалось начать в 1997 г. с объекта «Космос-3М» на космодроме «Плесецк» или в 1996 г. с космодрома «Свободный».
Первый старт ракеты с «Плесецка» состоялся 16.05.2000. Всего было произведено 27 запусков, 26 из которых были успешными. Неудача постигла 9-ю по счету ракету 8 октября 2005 г. по причине нештатной работы ПО системы управления. В январе 2013 г. ракета-носитель «Бриз-КМ» не смогла доставить на орбиту 3 военных спутника, что привело к потере одного из них.
Последний запуск состоялся 13.10.2017 г. На околоземную орбиту был выведен спутник Sentinel-5P.
С целью коммерческой эксплуатации «Рокота» были объединены усилия ГКНПЦ им. Хруничева и компании Daimler-Benz Aerospace. Созданное ими совместное германо-российское предприятие Eurockot Launch Services (Бремен, ФРГ) занимается запуском на околоземные орбиты спутников в рамках российской государственной космической программы и по заказам частных предприятий.
Старт «Рокота» осуществляется со специализированных пусковых установок космодрома «Плесецк», созданных благодаря значительным финансовым вложениям компании Eurockot. Эти инвестиции не только обеспечивают качественную поддержку объектов, но также помогают замедлить разрушение существующей инфраструктуры и, следовательно, поддерживают надежность всей системы.
«ЕвРокот» произвел первый запуск своей ракеты-носителя «Рокот-КМ» с космодрома «Плесецк» в мае 2000 г. после значительных инвестиций «Астриума» и ГКНПЦ им. Хруничева в пусковую установку и стартовую площадку. С тех пор ракета хорошо себя зарекомендовала у клиентов в США, Канаде, Германии, Франции, Корее и Японии. Совместное предприятие стало одним из ведущих поставщиков услуг по доставке спутников, предназначенных для дистанционного зондирования и исследования климата, а также тех, которые требуют выведения на гелиосинхронные орбиты и орбиты с большим углом наклонения. В рамках контрактов на запуск компания предлагает клиентам комплексные логистические и клиентские услуги в России.
Хотя доступность МБР СС-19 обеспечивается до 2020 года, история ракеты-носителя «Рокот» подошла к концу. Министерство обороны России планирует отказаться от нее в пользу двухступенчатых «Ангары-1.2» и «Союза-2.1В».
Конструктивное исполнение
«Рокот» – трехступенчатая жидкотопливная ракетная установка на базе надежной российской МБР СС-19, из 150 запусков которой всего 3 завершились неудачей (это произошло на ранней стадии эксплуатации), и поддерживающей многократное включение, высокоманевренной ІІІ ступени, состоящей из разгонного блока «Бриза-КМ», адаптера полезной нагрузки и обтекателя. Ракета способна выводить на низкую околоземную орбиту 2140 кг полезной нагрузки с современных пусковых установок на космодроме «Плесецк», расположенном в Архангельской области близ г. Мирный. Эта стартовая площадка отлично подходит для запуска средних и малых космических аппаратов на гелиосинхронные, близкие к полярным и наклонные орбиты. Ракета-носитель «Рокот» также может использоваться для формирования спутниковых группировок путем выведения нескольких спутников одновременно. Кроме того, с помощью модуля с дополнительным двигателем можно выводить небольшую полезную нагрузку за пределы орбиты Земли и в межпланетное пространство. Усовершенствования в начале 1998 г. обеспечили возможность размещать под обтекателем более крупную полезную нагрузку.
Характеристики ракеты-носителя «Рокот» следующие:
- общая длина: 29 м;
- пусковая масса: 107 т;
- размеры обтекателя: 2,6 х 2,5 х 6,7 м;
- максимальная масса полезной нагрузки: 2150 кг.
Компания Eurockot выполняет одиночные, двойные и множественные запуски. Поддерживаются как российская, так и западноевропейская системы отделения.
ІІІ ступень
Состоит из разгонного модуля «Бриз» и обтекателя полезной нагрузки, адаптированного и оптимизированного для коммерческого рынка. Ступень предлагает гибкие схемы размещения, обеспечивая большой полезный объем и жесткую плоскость интерфейса. Это важно для широкого круга клиентов, как и возможность выводить на орбиту большое количество объектов одновременно, а также космические аппараты большой высоты и массы. Версия KM, представленная «ЕвРокотом», успешно прошла проверку в различных сценариях развертывания полезной нагрузки.
Ракета-носитель «Рокот»: описание и характеристики блока «Бриз-KM»
Последняя ІІІ ступень диаметром 2,5 м и длиной 2,9 м устанавливается на ракеты-носители «Протон-М» и «Рокот» и выполнила не один десяток успешных полетов.
Конфигурация, предлагаемая компанией «ЕвРокот», базируется на более ранней версии «Бриз-K». Разгонный блок «Бриз-KM» подвергся лишь незначительным структурным изменениям для обеспечения более жесткой плоскости интерфейса, необходимой для больших спутников.
Эта современная верхняя ступень с возможностью многократного включения основного двигателя обеспечивает реализацию различных вариантов выведения полезной нагрузки. Поддерживается доставка нескольких спутников на разные высоты и наклонности во время одного запуска либо одновременное выведение группы космических аппаратов. Разгонный блок способен выполнять сложные маневры, такие как предварительно запрограммированное вращение для обеспечения равномерного нагрева корпуса и разделение по заранее определенным установкам. Кроме того, «Бриз» оснащен двигателями с низким тяговым верньером, которые обеспечивают точную настройку конечной орбиты благодаря высокой точности впрыска.
Уникальная компоновка спутника с интерфейсом запуска в форме плоской жесткой пластины со множеством точек фиксации поддерживает разнообразные конфигурации полезной нагрузки от классического одноместного размещения на коническом адаптере до фиксации нескольких полезных нагрузок. Кроме того, могут устанавливаться индивидуальные выводные устройства и адаптеры полезной нагрузки.
Обтекатель
Завершает ІІІ ступень двухкомпонентная сотовая структура из углеродного волокна и алюминия с системой разделения продольного типа. Каждая половина состоит из цилиндрической и двуконической секции. Отделение обтекателя достигается пиротехническими средствами вдоль вертикальной плоскости разделения и у основания. После этого разблокированные полуоболочки при помощи пружин вращаются вокруг расположенных внизу шарнирных точек и расходятся.
Адаптер
Запуск спутников обеспечивается различными типами монтажных приспособлений, называемые адаптерами и диспенсерами. Их несущая конструкция крепится болтами к интерфейсу верхней ступени. На стороне спутникового интерфейса адаптеры или системы выведения могут иметь либо систему разделения зажимных лент, либо систему точечной фиксации с пиротехнически активированной механической блокировкой. Диспенсеры рассчитаны на несколько полезных нагрузок, размещенных в одной и той же опорной конструкции. Таким образом, российская ракета-носитель «Рокот» способна удовлетворить самые разнообразные требования клиентов.
Интерфейсная плоскость позволяет монтировать различные типы специализированных диспенсеров и адаптеров для запуска конкретных космических аппаратов. В зависимости от их количества, формы и структуры могут использоваться либо версии с базовым, либо боковым креплением. Как и система отделения, диспенсер оборудован разъемами для питания полезной нагрузки и ее связи по линиям телеметрии и управления с электрическим оборудованием наземной поддержки.
Например, для выведения двух космических аппаратов GRACE, масса каждого из которых составляла 500 кг, была использована выполненная из алюминия индивидуальная многоспутниковая система, закрепленная на верхней ступени. Спутники размещались в боковом положении. После достижения заданной орбиты они были выпущены одновременно в противоположных направлениях. Сама система выведения была основана на российской конструкции механического замка с точечными креплениями. Тот же механизм использовался при выведении 2 спутников «Иридиум», установленных на плоскости разделения. Система успешно применялась в ходе запуска SERVIS-1 в октябре 2003 г., при выведении корейского KOMPSAT-2 в июле 2006 г., а также GOCE и SMOS для ESA в 2009 г. Данное решение может применяться без существенных модификаций и в дальнейшем.
Производительность
Ракета-носитель «Рокот» может выходить на круговые и эллиптические орбиты по стандартным траекториям восхождения. Ее способность выполнять маневры по изменению плоскости и наклона обеспечивает широкий спектр наклонений.
Например, ракета может выводить 1800 кг полезной нагрузки на 63-градусную орбиту высотой 400 км или 1100 кг на высоту 2000 км. Эти массовые характеристики включают массу адаптера. Поэтому клиенты, нуждающиеся в большей производительности, должны напрямую связываться с компанией Eurockot для проведения специального анализа миссии и получения более конкретных данных.
Типичный полет
Компания Eurockot оборудует ракету-носитель «Рокот» современным разгонным блоком «Бриз», который позволяет многократный пуск двигателя, что обеспечивает поддержку широкого спектра полетов, адаптированных к конкретным потребностям клиентов. При этом предлагается дополнительная гибкость при разработке миссии – например, изменение орбитальной плоскости, изменение линии апсид или точки разделения.
Технические характеристики ракеты-носителя «Рокот» доказаны в полете и обеспечивают широкие возможности запуска, включая различные типы траекторий, таких как полярные и гелиосинхронные, многократное повторное включение двигателя III ступени для изменения плоскости и поднятия орбиты, выведения космических аппаратов на разные позиции в одной миссии и многое другое.
Процедура выведения спутника SERVIS-1
Типичный запуск выглядит следующим образом. Как правило, первая часть полета с использованием I и II ступени CC-19 и отбрасывание обтекателя во всех миссиях одинаковы. Изменение параметров полета в основном происходит во время работы «Бриза» путем задания продолжительности, количества и графика запусков основного двигателя ракеты-носителя «Рокот».
Описание выведения на гелиосинхронную орбиту очень показательно, поскольку длительность полета стандартная и для маневров перехода на круговую орбиту и изменения плоскости полета применяется несколько включений разгонного блока.
Фаза подъема
Транспортный корабль стартует в направлении к Северному Ледовитому океану. Примерно через 60 с полета достигается максимальное динамическое давление, после чего (примерно через 120 с) происходит отделение I ступени. Обтекатель полезной нагрузки выталкивается через 178 с, когда нагрев в свободномолекулярном потоке достигает приемлемых уровней.
Полет «Бриза-КМ»
III ступень ракеты-носителя «Рокот» начинает работу сразу после отделения ІІ и вводит космический аппарат на эллиптическую орбиту с перигеем 151 км, апогеем 967 км и наклоном 99°.
«Бриз» дрейфует вдоль полуэллипса по классической орбите переноса Хохмана до тех пор, пока примерно через час не достигнет своего апогея на высоте 1000 км. На этом этапе он выполняет запрограммированные термические маневры, поддерживающие полезную нагрузку в заданных температурных пределах.
Достигнув своего апогея 967 км, двигатель III ступени зажигается примерно на 35 с, чтобы расположиться на круговой орбите на высоте 1000 км. Это второе включение пуск обычно сопровождается и окончательной коррекцией наклона.
Выведение полезной нагрузки и 3-й запуск двигателя
Космический аппарат разделяется, когда ступень входит в зону видимости наземных станций через 5782 секунд после взлета. Примерно через 660 секунд «Бриз» покидает целевую орбиту путем последнего запуска основного двигателя, чтобы уменьшить скорость и, следовательно, совершить быстрый спуск и войти в плотные слои атмосферы.
www.syl.ru
Конструкция ракеты-носителя Зенит (+7 фото): russ_kosmos
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)
russ-kosmos.livejournal.com
Ракета-носитель Союз (Байконур): myauu
Памятник «Ракета-носитель Союз» находится на улице Королёва в городе Байконур Кызыл-ординской области республики Казахстан.Доступ свободный (если так можно сказать о памятнике в закрытом городе), высокий человек может даже потрогать.
Залезть сложно.
Охраны нет.
Состояние памятника — хорошее, недавно отреставрирован.
Дата съёмки — 12 июля 2015 года.
01.
Все фото кликабельны до 3648х2736.
02. На постаменте с 1981 года находится ракета «Союз-У».
«МОНУМЕНТ УСТАНОВЛЕН В ЧЕСТЬ 20-ЛЕТИЯ КОСМИЧЕСКОЙ ЭРЫ»
«Союз-У» — трёхступенчатая ракета-носитель (РН) среднего класса из семейства Р-7.
Предназначена для выведения на околоземную орбиту космических аппаратов народно-хозяйственного, научно-исследовательского («Ресурс-Ф», «Фотон») и специального назначения (спутники серии «Космос»), а также пилотируемых и грузовых космических кораблей серий «Союз» и «Прогресс».
Являлсь модификацией ракеты-носителя «Союз».
Отличие РН «Союз-У» от предшественников заключалось в применении двигателей первой и второй ступеней с повышенными энергетическими характеристиками, что позволяло выводить на орбиту больше полезного груза.
РН предназначалась для замены всех остальных ракет семейства Р-7, за исключением РН «Молния», поэтому получила название Союз-Унифицированный.
Эксплуатировалась с 1973 года и является самой массовой в истории (всего произведён 771 пуск).
Первый пуск состоялся 18 мая 1973 года.
По данным производителя — находится в эксплуатации и в 2016 году.
Подтверждённый показатель эксплуатационной надежности ракеты-носителя «Союз-У» составляет 0,985.
Компоновочная схема ракеты:
03. Всего у ракеты три ступени.
То есть, три различные полётные конфигурации, используемые одна за другой.
04. Со старта ракета уходит в том же виде, что и стоит на памятнике (конечно не лежащей, а поднятой в вертикальное положение) .
Её поднимают двадцать маршевых ракетных двигателей (большие красные круглые сопла)
05. Каждая из четырёх внешних групп двигателей имеет собственные баки топлива (керосин) и окислителя (кислород), находящиеся в длинных конусах Боковых блоках (жёлтый низ, белая середина, красный верх).
Комплект из четырёх таких конусов образует «пакет» первой ступени.
Эти блоки называются Ускорители «Б», «В», «Г» и «Д».
Сухая масса конструкции бокового блока составляла не более 3,75 т. В боковые блоки перед стартом заправляли 155—160 тонн топлива и окислителя.
Первая ступень нужна, чтобы оторвать ракету от земли и поднять в верхние слои атмосферы, прорвавшись через плотный приземный слой воздуха.
06. Когда ракета поднималась достаточно высоко (примерно через 118 секунд после старта) боковые блоки отделялись.
Наступало время второй ступени.
Вторая ступень включала массу конструкций центрального блока «А» с полезной нагрузкой и топливом, остающимся в баках блока после окончания работы первой ступени.
Сухая масса конструкции бокового блока «А» составляла не более чем 6 т.
В центральный блок перед стартом заправляли в общей сложности не более чем 90—95 тонн топлива.
Отделение второй ступени происходило примерно на 278 секунде после старта.
Вторая ступень нужна, чтобы доставить ракету к верхней границе атмосферы и разогнать её почти до первой космической скорости.
07. Вторая ступень это центральная труба от низа ракеты до решетчатой конструкции.
На снимке хорошо видно, что боковые блоки и центральный соединены только в двух точках — верхней (красные конусы) и нижней.
08. Решётчатая конструкция — Переходная ферма, отстреливалась вместе с отработавшей второй ступенью.
09. После отделения второй ступени, включался двигатель третьей (Блок «И»).
Он разгонял ракету до первой космической скорости (7,9 км/с) и направлял на нужную орбиту.
Максимальное время работы двигателя третьей ступени — 250 секунд.
Получается, что вывод ракеты в космос занимает не более 528 секунд (8 минут и 48 секунд).
10. Третья ступень занимает место от переходной фермы до начала расширения головного обтекателя (и серого кольца, обхватывающего и удерживающего памятник).
Головным обтекателем, чуть более толстым, чем третья ступень, укрыт космический корабль.
Головной обтекатель сбрасывается в верхних слоях атмосферы
11. На самом верху ракеты находитcя тонкая штанга двигателей системы аварийного спасения (САС).
Эта система нужна для спасения экипажа в случае аварии на старте или в начале полёта.
12. При срабатывании САС, космический корабль отделяется от РН и улетает в сторону и вверх.
После чего происходит его посадка на парашюте.
Большие квадратные решётки отклоняются вниз на шарнире и выполняют роль стабилизаторов (как перья на стрелах).
13. Двигатели и управление.
У первой и второй ступеней они находятся вместе, в самой нижней точке ракеты.
14. 20 маршевых двигателей, 12 рулевых и четыре аэродинамических руля.
Четыре одинаковых блока по бокам — первая ступень.
Центральный блок — вторая ступень.
На старте они работают все вместе.
Затем боковые блоки отделяются, оставляя работать только центральный.
15. Четыре больших двигателя — маршевые РД-117 на боковых блоках и РД-118 на центральном — они разгоняют ракету.
Два маленьких — рулевые — управляют её движением по наклону и вращению.
16. Чтобы понять сложность задачи наведения и управления ракетой можно поставить простой опыт.
Возьмите обычный простой карандаш.
Сядьте на пол.
Поставьте карандаш тупым концом на ладонь (не держать пальцами, а именно торцом на раскрытую ладонь).
Встаньте не уронив карандаша и не сжимая ладонь, только на балансировке.
Этот пример очень близок по физической сути к полёту ракеты.
И ракетные двигатели и ваша ладонь толкают длинный цилиндрический предмет вверх.
Центр тяжести предмета гораздо выше той точки, которую вы можете толкать вверх.
Предмет постоянно пытается наклониться и вам приходится непрерывно двигать ладонью, чтобы он хоть как-то сохранял «стоячее» положение.
Вместо движений ладони у ракеты есть качающиеся рулевые двигатели, соединённые с системой управления (СУ), которая отклоняет их в нужный момент.
СУ — аналоговая. Никаких компьютеров, чистая электроника сопротивлений, ёмкостей, индуктивностей и реле.
Цифровые компьютерные системы появились на следующей модификации РН — «Союз-2», успешно летающей с 2004 года.
На снимке хорошо видно красное сопло даигателя, а так же форсунку подачи топлива и окислителя в его центре.
Приводы отклоняющие двигатель видны в левом верхнем углу снимка и на предыдущем кадре.
17. В самом начале полёта, когда воздух ещё достаточно плотный, используются аэродинамические рули — отклоняемые СУ «крылышки».
18. Когда первая ступень отрабатывает до конца происходит отделение боковых блоков.
Штанги с пироболтами, соединяющие боковые блоки.
Пироболты взрывались по команде СУ и блоки отваливались от ракеты.
19. На старте ракета «подвешивалась», а не «ставилась».
За верхнюю часть боковых блоков.
При взлёте боковые опоры стартового стола выходили из разъёма и ракета «освобождалась из оков».
Схема похожа на вертикально установленную зубцами вверх вилку с нанизанной сарделькой.
Если потянуть сардельку вверх, то она соскользнёт почти без усилий.
Система хороша тем, что не требует никакой автоматики и управления.
Ракета пошла вверх и сразу освободилась.
Сама.
20. Скамейка, зелень, ракета и плюс сорок пять.
Ссылки:
Wikimapia
Фото на Yandex
KMZ-файл
Координаты:
45°37’41.95″С
63°19’15.46″В
myauu.livejournal.com
Семейство ракет-носителей «Ангара» » Военное обозрение
В России завершились комплексные испытания универсального стартового комплекса ракеты-носителя тяжелого класса «Ангара-А5». Ракета уже снята со стартового стола на космодроме Плесецк. Об этом 26 ноября сообщает ТАСС со ссылкой на официального представителя войск ВКО России Алексея Золотухина. По его словам, специалисты на космодроме Плесецк осуществили целый цикл электрических испытаний агрегатов и систем ракеты-носителя и комплекса стартового оборудования, также они протестировали систему заправки ракеты-носителя «Ангара» компонентами топлива и проверили готовность стартового комплекса к первому пуску ракеты данного класса.В настоящее время создание ракетного комплекса «Ангара» является одним из приоритетных направлений для развития российского космодрома Плесецк. Считается, что именно этот комплекс должен стать частью национальной системы средств выведения, которая будет базироваться исключительно на российском научно-промышленном потенциале. Работы по созданию объектов наземной инфраструктуры подготовки и запуска ракет-носителей «Ангара» проводятся в рамках Федеральной целевой программы «Развитие российских космодромов на 2006-2015 годы».
Комплекс «Ангара» создается на базе унифицированного ряда ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого классов. Данные ракеты будут в состоянии выводить в космос почти весь спектр перспективных полезных нагрузок в интересах Минобороны России во всем требуемом диапазоне высот и наклонных орбит. Немаловажным представляется и то, что в семействе ракет «Ангара» не будут использоваться токсичные и агрессивные виды топлива. По словам экспертов, такое решение позволит значительно повысить показатели экологической безопасности всего комплекса как в регионе, который непосредственно прилегает к месту запуска, так и в тех районах, в которых будут падать отделяющиеся части ракет-носителей.
Семейство ракет-носителей «Ангара»
Головным предприятием-разработчиком и производителем космического ракетного комплекса (КРК) «Ангара» является ФГУП «Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева». Государственные заказчики — Федеральное космическое агентство и Министерство обороны РФ. Создание КРК «Ангара» — это задача особой государственной важности. Ввод данного ракетного комплекса в эксплуатацию позволит РФ запускать в космос любые аппараты всех типов со своей территории, обеспечив для страны гарантированный и независимый доступ в космическое пространство.
КРК «Ангара» — это по-настоящему новое поколение российских ракет-носителей, которое построено по модульному типу. Данные ракеты основываются на двух универсальных ракетных модулях (УРМ), оснащенных кислородно-керосиновыми двигателями: УРМ-1 и УРМ-2. При этом семейство ракет «Ангара» включает в себя носители от легкого до тяжелого классов, обладающие грузоподъемностью в диапазоне от 3,8 до 35 тонн (РН «Ангара-А7») на низкой земной орбите.
УРМ, работающий на компонентах кислород+керосин, представляет собой уже законченную конструкцию, которая состоит из баков горючего и окислителя, которые соединены между собой проставкой, а также двигательного отсека. Каждый УРМ-1 оснащается одним достаточно мощным жидкостным реактивным двигателем (ЖРД) РД-191. Данный двигатель был создан на базе четырехкамерного двигателя, который использовался на ракете-носителе «Энергия» и применяется на ракетах-носителях «Зенит» (двигатели РД-170 и РД-171). УРМ-2 оснащается другим маршевым двигателем — РД-0124А. Это первый ЖРД, который появился в нашей стране в постсоветский период. Является наиболее высокоэффективным кислородно-керосиновым ЖРД в мире.
В составе ракет-носителей легкого класса «Ангара-1.2» применяется один УРМ. В то же время предельной по числу используемых модулей является тяжелая ракета-носитель «Ангара-А7», которая состоит из 7 УРМ. Прототип первой ступени «Ангары» (УРМ-1) три раза в 2009, 2010 и 2013 годах проходил летные испытания в составе ракеты-носителя KSLV-1 производства Южной Кореи. В качестве верхних ступеней на ракете-носителе «Ангара-1.2» может использоваться разгонный блок «Бриз-КМ», который прошел летные испытания в составе российской конверсионной ракеты «Рокот», а на ракете-носителе «Ангара-А5» используются разгонные блоки «Бриз-М» и КВТК.
Уникальные технические решения и широкое использование унификации позволяют осуществлять пуск всех ракет-носителей семейства «Ангара» с одной пусковой установки. В соответствии с решением госкомиссии, ракета-носитель легкого класса «Ангара-1.2 первого пуска» с неотделяемым макетом полезной нагрузки осуществила успешный пуск 9 июля 2014 года с универсального стартового комплекса КРК «Ангара», расположенного в Архангельской области на космодроме Плесецк. Первый испытательный пуск ракеты был осуществлен боевыми расчетами Войск воздушно-космической обороны (ВКО), а также предприятий промышленности.
Все предстартовые операции, сам пуск и последующий полет ракеты «Ангара-1.2ПП» прошли в штатном режиме. При этом ракета-носитель «Ангара-1.2ПП» состояла из двух ступеней, которые созданы на основе универсальных ракетных модулей (УРМ-1 и УРМ-2), а также макета полезной нагрузки массой 1,43 тонны и головного обтекателя. В двигательных установках применяются только экологически чистые компоненты топлива — керосин и кислород, стартовая масса ракеты-носителя составляет примерно 171 тонну.
Для организации запусков ракет «Ангара» с космодрома Плесецк был построен специальный комплекс. В его состав вошли пусковой стол (ПС — 1 шт.) — масса 1185 тонн, кабель-заправочная башня (КЗБ — 1 шт.) — масса 1700 тонн, стенд универсальный, предназначенный для сборки космической головной части с разгонным блоком Бриз-М (1 шт.) — масса более 40 тонн, а также транспортно-установочные агрегаты для РН легкого и тяжелого класса (197 и 400 тонн соответственно).
Тактико-технические характеристики РН семейства «Ангара» (для запуска с космодрома Плесецк):
Ракета-носитель легкого класса «Ангара-1.2»:
Стартовая масса ракеты-носителя — 171 т.
Высота — 34,9 м.
Первая ступень — УРМ-1, ЖРД РД-191.
Вторая ступень — УРМ-2, ЖРД РД-0124А.
Масса полезной нагрузки на опорной орбите (Н кр =200 км, i=63°) — 3,8 т.
Ракета-носитель среднего класса «Ангара-А3»:
Стартовая масса ракеты-носителя — 481 т.
Высота — 45,8 м.
Первая ступень — УРМ-1, ЖРД РД-191.
Вторая ступень — УРМ-2, ЖРД РД-0124А.
Разгонный блок «Бриз-М» или КВСК (Кислородно-водородный среднего класса).
Масса полезной нагрузки на опорной орбите (Н кр = 200 км, i=63°) — 14,6 т.
Масса полезной нагрузки на ГПО (геопереходная орбита, Н п = 5500 км, i=25°) — 3,6 т. и 2,4 т. для КВСК и «Бриз-М» соответственно.
Масса полезной нагрузки на ГСО (геостационарная орбита) — 2,0 т. и 1,0 т. для КВСК и «Бриз-М» соответственно.
Ракета-носитель тяжелого класса «Ангара-А5»:
Стартовая масса ракеты-носителя — 773 т.
Высота — 55,4 м.
Первая ступень — УРМ-1, ЖРД РД-191.
Вторая ступень — УРМ-2, ЖРД РД-0124А.
Разгонный блок «Бриз-М» или КВТК (Кислородно-водородный тяжелого класса).
Масса полезной нагрузки на опорной орбите (Н кр = 200 км, i=63°) — 24,5 т.
Масса полезной нагрузки на ГПО (геопереходная орбита, Н п = 5500 км, i=25°) — 7,5 т. и 5,4 т. для КВТК и «Бриз-М» соответственно.
Масса полезной нагрузки на ГСО (геостационарная орбита) — 4,6 т. и 3,0 т. для КВТК и «Бриз-М» соответственно.
Ракета-носитель тяжелого класса «Ангара-А7»:
Стартовая масса ракеты-носителя — 1133 т.
Высота — 65,7 м.
Первая ступень — УРМ-1, ЖРД РД-191.
Вторая ступень — УРМ-2, ЖРД РД-0124А.
Разгонный блок КВТК-А7.
Масса полезной нагрузки на опорной орбите (Н кр = 200 км, i=63°) — 35 т.
Масса полезной нагрузки на ГПО (геопереходная орбита, Н п = 5500 км, i=25°) — 12,5 т. с КВТК-А7.
Масса полезной нагрузки на ГСО (геостационарная орбита) — 7,6 т. с КВТК-А7.
Вывоз ракеты-носителя «Ангара-А5» на стартовый комплекс космодрома Плесецк:
Источники информации:
http://www.khrunichev.ru/main.php?id=44 (ГКНПЦ им. Хруничева)
http://tass.ru/kosmos/1603029
http://bastion-karpenko.ru/angara
Фото: Андрей Моргунов / Минобороны РФ
topwar.ru
Ракета-носитель Энергия-М и её последнее жилище
В конце 70-х годов прошлого века, после закрытия советской лунной программы и работ по сверхтяжёлой ракете Н1, в Советском Союзе принялись за разработку другой сверхтяжелой ракеты под названием «Энергия». Впервые она полетела в 1987 году, а в 1988 году вывела на орбиту Земли многоразовый космический корабль «Буран». Используя четыре боковых блока ускорения, эта ракета могла вывести на орбиту до 100 тонн груза.
К конце 80-х годов, на её основе было спроектировано целое семейство космических ракет различной мощности, включающее в себя ракета-носители «Энергия-М», «Энергия-2» и «Вулкан». Но из них лишь «Энергия-М» вышла за рамки чертежей.
28 фото
Фотографии и текст Ralph Mirebs
1. В качестве пускового комплекса «Энергия-М» использовала имеющийся комплекс УКСС обеспечивающий запуски РН «Энергия». Для проверки достижения этой совместимости (и многих других тестов) был построен и установлен в специально построенное здание габаритно-технологичекий макет ракеты-носителя в натуральную величину, с установленным двигателем центрального блока. 25 декабря 1991 года была проведена установка макета на стартовый стол УКСС, а через два дня макет был возвращен обратно в здание Стенда Динамических Испытаний.
С тех пор миновала почти четверть века, а макет по прежнему покоится внутри. Стенд Динамических Испытаний, обладая 170-ти метровой высотой, является самым высоким зданием на Байконуре. Возвышаясь белой башней над пустыней, он производит неизгладимое впечатление.
2. Часы остановились, окна в здании лишились стекол, внутри царит полный разгром и запустение. Однако габаритно-технологичекий макет практически не изменился за годы.
3.
4.
5. Энергия-М создавалась как замена испытанного, но «грязного» по используемому топливу ракета-носителя «Протон», при этом превосходя его в полтора раза по выводимой на орбиту массе полезного груза.
6. Проектная величина доходила до 35 тонн на околоземную орбиту и до 6,5 тонн на геостационарную орбиту. На орбиту Луны можно было отправить 12 тонн груза.
7.
8.
9. Центральный блок ракеты-носителя «Энергия-М» состоит из топливных баков и делится на четыре отсека — переходный, межбаковый, хвостовой и двигательный. Самый верхний из них переходный — к нему крепится головной обтекатель.
10. В межбаковом отсеке размещается аппаратура управления и телеметрии. Высота центрального блока вместе с обтекателем составляет 50,5 метров, при диаметре в 7,7.
11.
12.
13. В качестве двигателя используется один РД-0120 работающий на жидком водороде и жидком кислороде с тягой 190 тс в вакууме и 147,6 тс в атмосфере. На макет установлен двигатель (возможно макет) с номером N5251231155.
14. В качестве двигателя используется один РД-0120 работающий на жидком водороде и жидком кислороде с тягой 190 тс в вакууме и 147,6 тс в атмосфере. На макет установлен двигатель (возможно макет) с номером N5251231155.
15.
16.
17. Ракета-носитель установлена на стартово-стыковочный блок «Я». Этот блок служит нижней силовой опорной плитой, к которой крепятся блоки первой ступени. Таким способом обеспечивается транспортировка ракеты на транспортно-установочном агрегате, установка её в вертикальное положение на старте.
18. Блок выполняет и функцию защитного устройства, которое предохраняет ракету-носитель от воздействия возвратных потоков работающих ракетных маршевых двигателей при старте носителя. Через стартово-стыковочный блок подаются водород, кислород, керосин, гелий, азот газообразный, фреон, масло для рулевых приводов и сжатый воздух.
19.
20.
21. Несколько взглядов на конструкции стенда — площадки и краны.
22.
23.
24. С крыши стенда открывается чудесный вид на пустыню и соседние стартовые комплексы. Ближайшим из них является комплекс, с которого взлетал «Буран». А ещё раньше он использовался в советской лунной программе. Позади него можно заметить мачты УКСС — Универсальный Космический Стенд Старт, с которого и должна была улетать «Энергия-М».
25. С другой стороны видно здание монтажно-испытательного комплекса. Перед его входом замерла пара транспортно-установочных агрегатов — специальных железнодорожных платформ для транспортировки связки «Энергия-Буран» и «Энергия-М».
26.
27. Панорамный вид на МЗК с хранящимися внутри многоразовыми орбитальными кораблями.
28. А в середине 90х годов разработчик «Энергии-М» РКК «Энергия» проиграла государственный конкурс на создание новой тяжёлой ракеты-носителя, отдав преимущества ГКНПЦ им. М.В.Хруничева с её ракета-носителем «Ангара». Но это уже совсем другая история.
Также смотрите «10 самых крупных метеоритов, упавших на Землю» и «Космодром Байконур и звездный городок».
loveopium.ru