Ракета-носитель «Космос-3М» 11К65М

Ракета-носитель "Космос-3М"Лёгкая двухступенчатая ракета-носитель (РН) «Космос-3М» (11К65М) служит для выведения автоматических космических аппаратов (КА) легкого и среднего класса различного назначения на круговые и эллиптические орбиты. На обеих ее ступенях установлены маршевые жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) открытого цикла с турбонасосной подачей долгохранимого самовоспламеняющегося топлива (окислитель – 27% раствор тетроксида азота в азотной кислоте (АК-27И), горючее – несимметричный диметилгидразин (НДМГ)). Система управления – инерциальная. Управление на участке работы первой ступени РН осуществляется с помощью четырёх графитовых газовых рулей (устанавливаются незадолго перед стартом ракеты), на участке работы второй ступени – с помощью четырёх качающихся сопел, работающих на отработанном на турбине («мятом») генераторном газе. Характеристики двигательных установок (ДУ) ступеней ракеты представлены в табл. 1.

КА устанавливаются под головным обтекателем (ГО), на ферменном переходнике в зоне размещения полезного груза (ПГ). ГО сбрасывается на участке работы второй ступени на высоте 75 км.

Разделение ступеней – холодное, с использованием тормозных твердотопливных двигателей на межбаковом отсеке первой ступени.

Выведение КА на орбиту функционирования – по схеме с двухкратным включением ДУ второй ступени: после первого включения полёт происходит по переходной траектории, в расчётной точке которой вторым включением обеспечивается дополнительное приращение скорости, необходимое для выхода аппарата на заданную орбиту.

Параметры траектории определяются за счет выбора продолжительности работы и интервалов между включениями ДУ второй ступени. Стабилизация ступени на участке полёта по переходной траектории – с помощью четырёх ЖРД малой тяги (по 25 Н каждый), имеющих автономные баки с вытеснительной системой подачи топлива.

«Космос-3М» (Впервые наименование «Космос-3М» было заявлено в СМИ 26 апреля 1994 г.) использовался для выведения на орбиту спутников серии «Надежда» международной системы спасения «КОСПАС-САРСАТ», геодезических, навигационно-связных и других КА военного назначения, индийских спутников Aryabhata, Bhaskara и Bhaskara 2, французского КА Signe-3, шведских Astrid и Astrid 2, американских FAISat и FAISat-2V, мексиканского Unamsat-2, итальянских MegSat 0 и MITA, германских Tubsat B, Abrixas и CHAMP, британского SNAP-1, китайского Tsing Hua 1.

С помощью ракеты "Космос-3М" проводились астрофизические, технологические и другие эксперименты в интересах Академии наук СССР, международной организации «Интеркосмос», отраслевых научно-исследовательских организаций, в т.ч. с возвращением ПГ на Землю (см. табл. 2). Примерно половина всех проведенных пусков ракеты приходится на суборбитальные полёты с полигона Капустин Яр для выполнения экспериментов на гиперзвуковых скоростях.

В 1995 г. ракета "Космос-3М" участвовала в международном конкурсе на легкий носитель Med-Lite для NASA. По оценке американских специалистов, которые провели сравнительный анализ 18 типов ракет легкого класса, созданных в разных странах, «Космос-3М» был признан одним из самых совершенных.

Маркетинг носителя на западном рынке ведут совместное предприятие Cosmos International GmbH (при участии германской фирмы OHB-Systems) и российское предприятие «Пусковые услуги».

Производство носителя осуществляется (в низком темпе) в ПО «Полет» (г.Омск). В настоящее время конструкторы предприятия ведут разработку перспективного варианта 11К65МУ «Космос-3МУ» («Взлет»), оснащенного новой системой управления (см. табл. 3).

Краткая история создания носителя «Космос-3М»

Эскизный проект носителя 65С3 для вывода КА «малой» и «средней» массы (от 100 до 1500 кг) на круговые (высотой от 200 км до 2000 км) и эллиптические орбиты был разработан к апрелю 1961 г. в ОКБ-586 (г.Днепропетровск) на базе одноступенчатой баллистической ракеты среднего радиуса действия Р-14 (8К65) и подкреплен Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР № 984-425 от 30 октября 1961 г. и Комиссией Президиума Совета Министров от 12 июля 1962 г. Поскольку эта работа несколько выпадала из главного направления деятельности предприятия (создание боевых баллистических ракет), генеральный конструктор днепропетровского ОКБ М.К.Янгель предложил передать ее в красноярское ОКБ-10 под руководством М.Ф.Решетнева.

В конце 1961 г. представители ОКБ-10 включились в работу. Решетневцы предложили оригинальное техническое решение, позволяющее запускать спутники на круговые орбиты путем введения «пунктирного» участка стабилизированного полёта. Для реализации идеи была принята двухимпульсная схема включения маршевого ЖРД второй ступени: первый импульс формирует эллиптическую траекторию, в апогее которой вторым включением аппарат переводится на круговую орбиту.

В ОКБ-456 А.М.Исаева создали трехрежимный двигатель 11Д49 (два включения на номинальной тяге и работа в дроссельном режиме), а решетневцы разработали систему малой тяги, обеспечившую стабилизированный полёт между двумя включениями маршевого ЖРД. Топливо для этой системы располагалось в двух специальных баках, подвешенных на внешней поверхности основного бака второй ступени.

Разработка ракетного комплекса велась в два этапа. На первом был создан носитель 11К65 «Космос-3». В мае 1964 г. две таких ракеты были вывезены на Байконур для пуска со стартовой площадки 41, имеющей недобрую славу: именно здесь в 1960 г. при катастрофе во время предстартовой подготовки ракеты Р-16 погибла большая группа специалистов и военных, включая маршала М.И.Неделина.

В августе началась предстартовая подготовка. В соответствии «с законами жанра», незаправленная ракета упала со стартового стола!
Приняли решение: пустую ракету до заправки крепить к башне обслуживания. За ночь, используя «производственные мощности» ремонтного поезда В.Н.Челомея, изготовили установку для крепления.
После заправки носителя на полигон пришла туча с ветром до 25 м/с (порывы до 27 м/с), что превышало тактико-технические требования. Судьба продолжала и далее испытывать создателей «Космоса-3»: произошли три сбоя электроники и местная потеря устойчивости хвостового отсека (на его обшивке появились «хлопуны»). Но с третьей попытки, 18 августа, ракета стартовала, выведя на орбиту три габаритно-весовых макета КА «Стрела» (спутники «Космос-38»…-40) с передатчиками системы «Маяк», получавшими питание от батареек для карманного фонаря.

3 сентября 1965 г. ТАСС сообщил о выведении пяти новых «Космосов» (№80–84) на круговую орбиту высотой 1500 км.

Дальнейшая судьба 11К65М сложилась так: первые 14 носителей были изготовлены на опытном производстве ОКБ-10 с участием «Красмашзавода». В 1966 г. их изготовление было полностью передано на «Красмашзавод», а с 1970 г. – в ПО «Полёт».
Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР №949-321 от 30 декабря 1971 г. ракета-носитель 11К65М была принята на вооружение в составе космического комплекса специального назначения.

В 1972 г. разработка 11К65М была отмечена Государственной премией СССР в области науки и техники.

Для замены РН «Космос-3М» в 1980-х годах ОКБ «Южное» (Днепропетровск) и ПО «Полет» (Омск) выпущен проект легкой экологически чистой ракеты 11К55 на базе технологических решений, разработанных в ходе программы «Энергия–Буран», но разработка сначала затормозилась, а потом и полностью прекратилась, осложненная процессами, происходящими в последние годы существования СССР.

Таблица 1

Параметры

ДУ первой ступени

ДУ второй ступени

Название

РД–216 (11Д614)

11Д49

Тип и число турбонасосных агрегатов (ТНА)

Четырехкамерный (два двухкамерных блока) с двумя ТНА

Однокамерный с одним ТНА

Тяга, кН:

– на уровне моря

1485.6

– в пустоте

1744.6

157.3* + 4 х (1.4–1.8**)

Удельный импульс, сек

– на уровне моря

248

– в пустоте

291

303

Давление в камере

сгорания, атм

75

102

Сухая масса

двигателя, кг

662

225

Время работы

в составе ступени, с

130

350*

 

* основная камера сгорания

** рулевые сопла

 

Таблица 2

Допустимая масса ПГ, кг

500…1500

Продолжительность активного участка выведения, с

380…490

Высота выведения (отделения ПГ от ракеты), км

105…1100

Высота полёта ПГ, км

200…4430

Время полёта ПГ до входа в атмосферу, с

430…3350

Продолжительность участка невесомости, с

5…2850


Таблица 3

Параметры

Космос–3М

Космос–3МУ

Стартовая масса ракеты-носителя, т

108

111.5

Размеры, м

– длина носителя

32.4

33.1

– диаметр корпуса

2.4

2.4

Масса выводимого ПГ (кг) на круговые орбиты:

 

 

– 200–1700 км, i=51°

1500–780

1500–780

– 200–1700 км, i=66°

1400–700

1400–700

– 200–1700 км, i=74°

1350–660

1350–660

– 200–1700 км, i=83°

1250–600

1250–600

– 1000 км, i=83°

930

1050

На солнечно-синхронную орбиту

 

 

– 475 км, i=97.3°

600–850

600–850

Возможность пространственного маневра второй ступени для расширения диапазона наклонений орбит при сохранении существующих трасс запусков и районов падения ступеней РН

Не имеется

Имеется

Точность выведения КА на круговую орбиту высотой 200 км:

 

 

– по высоте, км

~40.0

~3.5

– по наклонению, °

~8.0

~2.0

– по периоду обращения, с

~30.0

~2.5

Объем зоны размещения ПГ, м3

10.0

10.0

– диаметр, м

2.2

2.2

– высота, м

4.7

4.7

Возможность увода второй ступени с орбиты функционирования

Не имеется

Имеется


Источники:
1. «Оружие России», каталог, с.565.
2. Jane's Space Directory, 1997-98, p.218, 233, 238
3. Проспект СП Cosmos International GmbH.
4. «40 лет НПО прикладной механики им. академика М.Ф.Решетнева», с.28-34.
5. Проспект ПО «Полет».
6. http://progress.h1.ru/stat/cosmos3m.html - источник


Пожалуйста, оцените эту статью. Ваше мнение очень важно для нас (1 - очень плохо, 5 - отлично)
                   
Здесь Вы можете купить картофелечистку для бара или ресторана.
Copyright © Ян Середа, 2000-2012.
Site powered by IndigoCMS 2.5
Страница сгенерирована за 0.011 сек.