Ангара (семейство ракет-носителей) — Википедия © ru.wikipedia.org
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 1 ноября 2017; проверки требуют 67 правок.Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 1 ноября 2017; проверки требуют 67 правок.
Макеты различных компоновок ракет-носителей «Ангара» на МАКС-2009 Варианты компоновки«Ангарá» — семейство 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»)[1] тонн на низкой околоземной орбите (при старте с космодрома «Плесецк»). Головным разработчиком и производителем 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
ru.wikipedia.org.mevn.net
Ангара (семейство ракет-носителей) — Википедия
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 16 мая 2017; проверки требуют 22 правки. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 16 мая 2017; проверки требуют 22 правки.| Ангара | |
| Общие сведения | |
|---|---|
| Страна | Россия |
| Семейство | Ангара |
| Назначение | ракета-носитель |
| Разработчик | ГКНПЦ им. М.В.Хруничева |
| Изготовитель | ГКНПЦ им. М.В.Хруничева |
| Основные характеристики | |
| Количество ступеней | |
| Длина | |
| Диаметр | |
| Стартовая масса | |
| История запусков | |
| Состояние | испытания |
| Места запуска | Плесецк, |
| Число запусков | 2 |
| — успешных | 2 |
| — неудачных | 0 |
| Первый запуск | 9 июля 2014 запуск Ангара-1.2ПП |
| Последний запуск | 23 декабря 2014 |
| Ступени | |
| Первая ступень — УРМ-1 | |
| Сухая масса | 10480 кг |
| Маршевый двигатель | РД-191 |
| Тяга | 196тс (1922.1кН) на уровне моря/212,6тс (2084,9кН) в вакууме |
| Удельный импульс | 311,5/337,4 с |
| Горючее | керосин РГ-1 |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Вторая ступень — УРМ-2 | |
| Сухая масса | 4192кг |
| Маршевый двигатель | РД-0124А |
| Тяга | 294,3 кН (30,0 тс) в вакууме |
| Удельный импульс | 359 с (3521,8 м/с) в вакууме |
| Время работы | 300 с |
| Горючее | керосин РГ-1 |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Ангара на Викискладе | |
Макеты различных компоновок ракет-носителей «Ангара» на МАКС-2009 Варианты компоновки«Ангарá» — семейство 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»)
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 двигат
encyclopaedia.bid
Ангара-1.2ПП — Википедия
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску| Ангара-1.2ПП | |
|---|---|
| Ракета «Ангара-1.2ПП» | |
| Общие сведения | |
| Страна | Россия Россия |
| Назначение | лётное испытание |
| Разработчик | Хруничев/ВВКО |
| Изготовитель | Хруничев/ВВКО |
| Основные характеристики | |
| Количество ступеней | 2 |
| Длина (с ГЧ) | 42.2 м |
| Диаметр | 2.9 м |
| Стартовая масса | 171 т |
| Забрасываемый вес | 1,43 т (макет) |
| Вид топлива | кислород-керосин |
| Максимальная дальность | 5700 км |
| • на НОО | 3000 кг |
| • на ГПО | 1990 кг |
| Система управления | автономная |
| История запусков | |
| Состояние | успешный |
| Места запуска | Плесецк, Пл. 35 |
| Число запусков | первый испытательный 9 июля 2014, 16:00 |
| Первая ступень — УРМ-1 | |
| Длина | 25,1 м |
| Диаметр | 2,9 м |
| Сухая масса | 10480 кг |
| Маршевый двигатель | РД-191 |
| Тяга | 1922 кН (196 тс) |
| Удельный импульс | 311,5/337,4 с |
| Горючее | керосин РГ-1 |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Вторая ступень — УРМ-2 | |
| Длина | 8,5 м |
| Диаметр | 2,9 м |
| Сухая масса | 4192кг |
| Маршевый двигатель | РД-0124А |
| Тяга | 294,3 кН (30,0 тс) в вакууме |
ru.wikipedia.org
Ангара (ракета-носитель) — это… Что такое Ангара (ракета-носитель)?
| Ангара | |
Общие сведения | |
|---|---|
| Страна | Россия |
| Семейство | Ангара |
| Разработчик | Центр имени Хруничева |
Основные характеристики | |
| Количество ступеней | |
| Длина | |
| Диаметр | |
| Стартовая масса | |
История запусков | |
| Состояние | строится |
| Места запуска | Плесецк |
| Число запусков | 0 |
| — успешных | 0 |
| — неудачных | 0 |
| Первый запуск | планируется в 2013 |
| Последний запуск | 0 |
Первая ступень | |
| Маршевый двигатель | РД-191 |
| Тяга | 196/212,6 тс |
| Удельный импульс | 311,5/337,4 с |
| Горючее | жидкий кислород и керосин РГ-1 |
Макеты различных компоновок ракет-носителей «Ангара» на МАКС-2009 Варианты компоновки«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») [1] 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
| В этом разделе не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Эта отметка установлена 11 мая 2011. |
- 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.
- Из соображений стратегической безопасности, комплекс полностью спроектирован и изготовлен кооперацией российских предприятий, находящихся на территории России.
- 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 применения РН «Ангары» и для пилотируемых полетов.
- 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 с массой полезной нагрузки на низкой околоземной орбите 1,5 т; тяжёлого, до 35 т, состоящего из 7 универсальных ракетных модулей в составе первой ступени.
- Полезная нагрузка «Ангары А7» — до 35 тонн, что больше, чем у РН Протон. Данные технические возможности «Ангары А5» 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 российский рынок космических запусков, создав на основе УРМ единую 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).
История создания
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 российских 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:
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.[3]
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.[4]
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.[5]
29.04.2009 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.[6]
18.06.2009 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.[6]
30.07.2009 в ФКП «НИЦ РКП» на стенде ИС-102 проведены огневые испытания модуля УРМ-1 РН «Ангара».[6]
26.11.2009 в ФКП «НИЦ РКП» завершены огневые испытания модуля УРМ-1 РН «Ангара».[7]
18.11.2010 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.[8]
23.05.2011 межведомственной комиссией (МВК), образованной совместным решением Космических войск Министерства обороны РФ и Федерального космического агентства, подписан Акт МВК, в котором констатировано, что двигатель РД-191 успешно завершил стадию наземной отработки и пригоден для использования в составе семейства ракет-носителей «Ангара»[9]
В апреле 2012 года Центр судоремонта «Звёздочка» успешно провёл заводские испытания первого — агрегата лёгкого класса весом 197 т, из двух транспортно-установочных агрегатов, для стартовых комплексов РН «Ангара»[10] Оборудование предназначено для транспортировки и установки ракет лёгкого и тяжёлого классов на старте.
Первый запуск РН «Ангара» был запланирован с космодрома «Плесецк» на 2005 год.[11] Но затем он был многократно перенесён: на 2011 год, на 2012 год,[12] а теперь уже на 2013 год.[13] На текущий момент это — восьмой перенос первого запуска РН.
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.[14]
Завершились зачётные испытания элементов конструкции ракеты-носителя «Ангара». По сообщению ФГУП ГКНПЦ им. Хруничева от 23 октября 2012 года, в ФКП «НИЦ РКП» (п. Реммаш) успешно завершились зачётные испытания на криостатическую прочность элементов конструкции перспективной ракеты-носителя (РН) «Ангара» (изделие А5А2С — сборка № А13) изготовления ФГУП «ГКНЦП имени М. В. Хруничева». Целью испытаний сборки № А13 было подтверждение прочности отсеков ускорителя III ступени РН, а также отдельных узлов конструкции РН «Ангара» 3А и 5А.
Вариант для космодрома Байконур
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[15] 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 Казахстанской стороны, без государственного финансирования со стороны РФ.
По состоянию на ноябрь 2012 года проект создания совместного российско-казахстанского ракетно-космического комплекса «Байтерек» (на основе новой ракеты-носителя «Ангара») фактически зашёл в тупик. Достигнуть компромисса по вопросу финансирования проекта не удалось. Вероятно, Россия будет строить стартовый комплекс для «Ангары» на новом космодроме «Восточный».[16][17]
Вариант для Южной Кореи
Основная статья: KSLV-1Ведутся 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 | Ангара А7 «Восточный» |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 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 | 6×УРМ-1, УРМ-2 | 6×УРМ-1, УРМ-2 |
| 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 | КВТК2-А7В |
| Тяга (на уровне земли) | 196 т | 196 т | 588 т | 588 т | 980 т | 980 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 | 35,0 т | |
| Полезная нагрузка (ГПО) | — | — | 2,4 т | 3,6 т | 5,4 т | 6,6 т | 12,5 т | 19,0 т |
| Полезная нагрузка (ГСО) | — | — | 1,0 т | 2,0 т | 2,8 т | 4 т | 7,6 т | 11,4 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.[источник не указан 304 дня]
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.[18]
| 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 |
Сравнительная оценка
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 НАСА Арес-1. «Союз-2» занимает промежуточное положение между «Ангара 1.2» и «Ангара А3».
РН «Ангара» производится с широким использованием полимерных композиционных материалов, доля композитов на 20 % выше, чем в «Протоне-М». Примерно в 2 раза улучшены свойства материалов.[19]
Сноски и источники
- ↑ ГКНПЦ имени М. В. Хруничева | Семейство ракет-носителей «Ангара»
- ↑ Александр Алексеевич Медведев
- ↑ Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. ГЛАВА 6 Развитие ракетно-космических частей и их составных систем // Ракетно-космические системы (История.Развитие.Перспективы). — М.,, 1996. — 326 с.
- ↑ «Ангара» готовится к полёту, vesti.ru, 30.12.2007
- ↑ Началась подготовка к огневым испытаниям универсального ракетного модуля УРМ-2
- ↑ 1 2 3 В ФКП «НИЦ РКП» прошли огневые стендовые испытания УРМ-1 ракеты-носителя «Ангара». khrunichev.ru (31.07.2009). Архивировано из первоисточника 25 августа 2011.
- ↑ ФКП «НИЦ РКП»состоялись заключительные испытания универсального ракетного модуля УРМ-1 ракеты-носителя «Ангара», 27.11.2009
- ↑ В ФКП «НИЦ РКП» успешно проведены огневые стендовые испытания универсального ракетного модуля УРМ-2 РН «Ангара», 19.11.2010
- ↑ Завершена отработка новейшего ракетного двигателя РД191 для семейства РН «Ангара»
- ↑ В Северодвинске успешно испытан транспортно-установочный агрегат для стартовых комплексов ракет «Ангара», ИТАР-ТАСС (13.04.2012).
- ↑ Журнал «Новости космонавтики»
- ↑ Проект космического ракетного комплекса «Ангара» утверждён. spacenews.ru
- ↑ Испытания ракеты-носителя «Ангара» начнутся не ранее 2013 года | Газета. Ru: Новости дня
- ↑ Ракета-носитель «Ангара-1» будет запущена не позднее 2013 года
- ↑ «Байтерек» определяет свое место на земле и в космосе
- ↑ России и Казахстану не удалось согласовать условия строительства на космодроме нового стартового комплекса
- ↑ Соглашение о строительстве площадки для запуска ракет с Казахстаном подписано давно, но России она нужна для старта легких ракет, а Казахстану — для тяжелых
- ↑ Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы (История.Развитие.Перспективы). — М.,, 1996. — 326 с.
- ↑ Ракета-носитель «Ангара» будет производиться с широким использованием композиционных материалов, ИТАР-ТАСС (11.04.2012).
См. также
Ссылки
В новостях
ushakov.academic.ru
Ангара (ракета-носитель) — это… Что такое Ангара (ракета-носитель)?
| Ангара | |
Общие сведения | |
|---|---|
| Страна | Россия |
| Семейство | Ангара |
| Разработчик | Центр имени Хруничева |
Основные характеристики | |
| Количество ступеней | |
| Длина | |
| Диаметр | |
| Стартовая масса | |
История запусков | |
| Состояние | строится |
| Места запуска | Плесецк |
| Число запусков | 0 |
| — успешных | 0 |
| — неудачных | 0 |
| Первый запуск | планируется в 2013 |
| Последний запуск | 0 |
Первая ступень | |
| Маршевый двигатель | РД-191 |
| Тяга | 196/212,6 тс |
| Удельный импульс | 311,5/337,4 с |
| Горючее | жидкий кислород и керосин РГ-1 |
Макеты различных компоновок ракет-носителей «Ангара» на МАКС-2009 Варианты компоновки«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»)[1] 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
| В этом разделе не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удалена. Вы можете отредактировать эту статью, добавив ссылки на авторитетные источники. Эта отметка установлена 11 мая 2011. |
- 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.
- Из соображений стратегической безопасности, комплекс полностью спроектирован и изготовлен кооперацией российских предприятий, находящихся на территории России.
- 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 применения РН «Ангары» и для пилотируемых полетов.
- 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 с массой полезной нагрузки на низкой околоземной орбите 1,5 т; тяжёлого, до 35 т, состоящего из 7 универсальных ракетных модулей в составе первой ступени.
- Полезная нагрузка «Ангары А7» — до 35 тонн, что больше, чем у РН Протон. Данные технические возможности «Ангары А5» 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 российский рынок космических запусков, создав на основе УРМ единую 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).[2]
История создания
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 российских 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:
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.[3]
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.[4]
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.[5]
29.04.2009 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.[6]
18.06.2009 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.[6]
30.07.2009 в ФКП «НИЦ РКП» на стенде ИС-102 проведены огневые испытания модуля УРМ-1 РН «Ангара».[6]
26.11.2009 в ФКП «НИЦ РКП» завершены огневые испытания модуля УРМ-1 РН «Ангара».[7]
18.11.2010 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.[8]
23.05.2011 межведомственной комиссией (МВК), образованной совместным решением Космических войск Министерства обороны РФ и Федерального космического агентства, подписан Акт МВК, в котором констатировано, что двигатель РД-191 успешно завершил стадию наземной отработки и пригоден для использования в составе семейства ракет-носителей «Ангара»[9]
В апреле 2012 года Центр судоремонта «Звёздочка» успешно провёл заводские испытания первого — агрегата лёгкого класса весом 197 т, из двух транспортно-установочных агрегатов, для стартовых комплексов РН «Ангара»[10] Оборудование предназначено для транспортировки и установки ракет лёгкого и тяжёлого классов на старте.
Первый запуск РН «Ангара» был запланирован с космодрома «Плесецк» на 2005 год.[11] Но затем он был многократно перенесён: на 2011 год, на 2012 год,[12] а теперь уже на 2013 год.[13] На текущий момент это — восьмой перенос первого запуска РН.
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.[14]
Завершились зачётные испытания элементов конструкции ракеты-носителя «Ангара». По сообщению ФГУП ГКНПЦ им. Хруничева от 23 октября 2012 года, в ФКП «НИЦ РКП» (п. Реммаш) успешно завершились зачётные испытания на криостатическую прочность элементов конструкции перспективной ракеты-носителя (РН) «Ангара» (изделие А5А2С — сборка № А13) изготовления ФГУП «ГКНЦП имени М. В. Хруничева». Целью испытаний сборки № А13 было подтверждение прочности отсеков ускорителя III ступени РН, а также отдельных узлов конструкции РН «Ангара» 3А и 5А.
Вариант для космодрома Байконур
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[15] 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 Казахстанской стороны, без государственного финансирования со стороны РФ.
По состоянию на ноябрь 2012 года проект создания совместного российско-казахстанского ракетно-космического комплекса «Байтерек» (на основе новой ракеты-носителя «Ангара») фактически зашёл в тупик. Достигнуть компромисса по вопросу финансирования проекта не удалось. Вероятно, Россия будет строить стартовый комплекс для «Ангары» на новом космодроме «Восточный».[16][17]
Вариант для Южной Кореи
Основная статья: KSLV-1Ведутся 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 | Ангара А7 «Восточный» |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 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 | 6×УРМ-1, УРМ-2 | 6×УРМ-1, УРМ-2 |
| 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 | КВТК2-А7В |
| Тяга (на уровне земли) | 196 т | 196 т | 588 т | 588 т | 980 т | 980 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 | 35,0 т | |
| Полезная нагрузка (ГПО) | — | — | 2,4 т | 3,6 т | 5,4 т | 6,6 т | 12,5 т | 19,0 т |
| Полезная нагрузка (ГСО) | — | — | 1,0 т | 2,0 т | 2,8 т | 4 т | 7,6 т | 11,4 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.[источник не указан 304 дня]
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.[18]
| 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 |
Сравнительная оценка
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 НАСА Арес-1. «Союз-2» занимает промежуточное положение между «Ангара 1.2» и «Ангара А3».
РН «Ангара» производится с широким использованием полимерных композиционных материалов, доля композитов на 20 % выше, чем в «Протоне-М». Примерно в 2 раза улучшены свойства материалов.[19]
Сноски и источники
- ↑ ГКНПЦ имени М. В. Хруничева | Семейство ракет-носителей «Ангара»
- ↑ Александр Алексеевич Медведев
- ↑ Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. ГЛАВА 6 Развитие ракетно-космических частей и их составных систем // Ракетно-космические системы (История.Развитие.Перспективы). — М.,, 1996. — 326 с.
- ↑ «Ангара» готовится к полёту, vesti.ru, 30.12.2007
- ↑ Началась подготовка к огневым испытаниям универсального ракетного модуля УРМ-2
- ↑ 1 2 3 В ФКП «НИЦ РКП» прошли огневые стендовые испытания УРМ-1 ракеты-носителя «Ангара». khrunichev.ru (31.07.2009). Архивировано из первоисточника 25 августа 2011.
- ↑ ФКП «НИЦ РКП»состоялись заключительные испытания универсального ракетного модуля УРМ-1 ракеты-носителя «Ангара», 27.11.2009
- ↑ В ФКП «НИЦ РКП» успешно проведены огневые стендовые испытания универсального ракетного модуля УРМ-2 РН «Ангара», 19.11.2010
- ↑ Завершена отработка новейшего ракетного двигателя РД191 для семейства РН «Ангара»
- ↑ В Северодвинске успешно испытан транспортно-установочный агрегат для стартовых комплексов ракет «Ангара», ИТАР-ТАСС (13.04.2012).
- ↑ Журнал «Новости космонавтики»
- ↑ Проект космического ракетного комплекса «Ангара» утверждён. spacenews.ru
- ↑ Испытания ракеты-носителя «Ангара» начнутся не ранее 2013 года | Газета. Ru: Новости дня
- ↑ Ракета-носитель «Ангара-1» будет запущена не позднее 2013 года
- ↑ «Байтерек» определяет свое место на земле и в космосе
- ↑ России и Казахстану не удалось согласовать условия строительства на космодроме нового стартового комплекса
- ↑ Соглашение о строительстве площадки для запуска ракет с Казахстаном подписано давно, но России она нужна для старта легких ракет, а Казахстану — для тяжелых
- ↑ Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы (История.Развитие.Перспективы). — М.,, 1996. — 326 с.
- ↑ Ракета-носитель «Ангара» будет производиться с широким использованием композиционных материалов, ИТАР-ТАСС (11.04.2012).
См. также
Ссылки
В новостях
brokgauz.academic.ru
| Ангара | |
|---|---|
| Общие сведения | |
| Страна | Россия Россия |
| Семейство | Ангара |
| Назначение | ракета-носитель |
| Разработчик | ГКНПЦ им. М.В.Хруничева |
| Изготовитель | ГКНПЦ им. М.В.Хруничева |
| Основные характеристики | |
| История запусков | |
| Состояние | испытания |
| Места запуска | Плесецк, Пл. 35 |
| Число запусков | 2 |
| • успешных | 2 |
| • неудачных | 0 |
| Первый запуск | 9 июля 2014 запуск Ангара-1.2ПП 23 декабря 2014 запуск Ангара-А5 |
| Последний запуск | 23 декабря 2014 |
| Первая ступень — УРМ-1 | |
| Сухая масса | 10480 кг |
| Маршевый двигатель | РД-191 |
| Тяга | 196тс (1922.1кН) на уровне моря/212,6тс (2084,9кН) в вакууме |
| Удельный импульс | 311,5/337,4 с |
| Горючее | керосин РГ-1 |
| Окислитель | жидкий кислород |
| Вторая ступень — УРМ-2 | |
| Сухая масса | 4192кг |
| Маршевый двигатель | РД-0124А |
| Тяга | 294,3 кН (30,0 тс) в вакууме |
| Удельный импульс | 359 с (3521,8 м/с) в вакууме |
| Время работы | 300 с |
| Горючее | керосин РГ-1 |
| Окислитель | жидкий кислород |
ru.wikiredia.com
Ракета-носитель «Ангара»: описание и характеристики. Справка
Первая южнокорейская ракета стартовала с космодрома Наро. По сообщениям сеульской печати, южнокорейская ракета на 80% повторяет «Ангару», разрабатываемую в Государственном космическом научно-производственном центре имени М.В.Хруничева.
Первая южнокорейская ракета стартовала с космодрома Наро, сообщил РИА Новости представитель Центра имени Хруничева, который разрабатывал ступени для этой ракеты. По сообщениям сеульской печати, южнокорейская ракета на 80% повторяет «Ангару», разрабатываемую в Государственном космическом научно-производственном центре имени М.В.Хруничева.
Семейство ракет-носителей «Ангара» — новое поколение носителей на основе универсального ракетного модуля с кислородно-керосиновыми двигателями. Конструкция универсального ракетного модуля выбрана с учетом использования существующих в Центре им. М.В.Хруничева производственной оснастки и освоенных передовых технологий.
Семейство ракет-носителей «Ангара» включает в себя носители от легкого до тяжелого классов в диапазоне грузоподъемностей от 1,5 т до 25 тонн на низкой околоземной орбите.
Стартовая масса ракеты-носителя, т — от 149 У «Ангары 1.1» до 773 у «Ангары-А5»
Энергетические и эксплуатационные характеристики ракет-носителей «Ангара» находятся на уровне, позволяющем успешно конкурировать с лучшими мировыми образцами ракетно-космической техники.
Широкое применение унификации, наряду с использованием передовых технологий производства, позволит обеспечить более низкую — сравнительно с аналогичными ракетами мира — себестоимость выведения полезной нагрузки в широком диапазоне орбит.
Универсальный ракетный модуль на компонентах О2+керосин представляет собой законченную конструкцию, состоящую из баков окислителя и горючего, соединенных проставкой, и двигательного отсека.
Каждый универсальный модуль оснащается одним мощным жидкостным реактивным двигателем РД-191.
РД-191 создается на базе четырехкамерного двигателя, применявшегося на ракете-носителе «Энергия», и ныне применяемого двигателя ракеты-носителя «Зенит» (РД 170, 171).
В составе ракет-носителей легкого класса «Ангара 1.1 и 1.2» используется один универсальный модуль, в составе ракеты-носителя тяжелого класса (А5) применяется пять универсальных модулей.
В качестве верхних ступеней на ракете легкого класса «Ангара 1.1» применяется разгонный блок «Бриз-КМ» прошедший летные испытания в составе конверсионного носителя «Рокот», а на ракете «Ангара-А5» — разгонный блок «Бриз-М» и КВРБ.
Материал подготовлен на основе информации официального сайта Центра им. Хруничева
ria.ru