|
Космические аппараты: КА для наблюдения Земли «Микрон», «МС-2-8», «Сич-3-О» и «Сич-3-Р». (3)
«Микрон» Первый украинский микроспутник дистанционного зондирования Земли, созданный на базе унифицированной микроплатформы класса МС-1, является экспериментальным и служит, в основном, для отработки космической платформы. Запуск состоялся в 2004 г. совместно со спутником "Січ-1М" на РН "Циклон-3". Микроспутник оснащен малогабаритной бортовой телевизионной камерой видимого диапазона (МБТК - ВД) с передачей информации на Землю по радиоканалу. Информацию со спутника предполагается использовать для решения задач дистанционного зондирования в интересах топографии и метеорологии. Срок активного существования – 3 года. Масса 66 кг, высота орбиты – 650 км, наклонение – 82,5 град.
«МС-2-8» Микроспутник дистанционного зондирования Земли с оптико-электронными приборами многозонального наблюдения высокого разрешения. Первый запуск состоялся в 2004 году. Позволяет решать ряд практических и научных задач регионального и локального уровня по мониторингу кризисных ситуаций, растительных и почвенных покровов суши, создания цифровых карт местности и др. На спутнике устанавливается оптико-электронный сканер с пространственным разрешением 8 м. Масса 135кг; высота орбиты 668км; наклонение 98,074 град; стабилизация трехосная активная; РН "Днепр-1"
«Сич-3-О» Спутник дистанционного зондирования Земли с оптико-электронным телескопом метрового разрешения. На борту установлен комплекс оптико-электронной аппаратуры для решения практических и научных задач регионального и локального уровня по мониторингу растительных и почвенных покровов суши и др. Спутник "Січ-3-О" создается на базе платформы среднего класса с установкой оптико-электронного телескопа высокого разрешения. Информация со спутника найдет применение при разработке крупномасштабных карт и планов местности и др. Масса – 820 кг, Орбита солнечно-синхронная с высотой 667 км и наклонением 98 град, срок активного существования 5 лет, РН Днепр-1.
«Сич-3-Р» Спутник радиолокационного дистанционного зондирования Земли высокого разрешения с синтезированной апертурой антенны. Бортовой комплекс радиолокационной аппаратуры позволит решать ряд практических и научных задач. Информация со спутника найдет применение при разработке крупномасштабных карт и планов местности, геоинформационных систем и т.д. Спутник создается на базе платформы среднего класса с установкой радиолокатора высокого разрешения. Масса 650 кг, орбита солнечно-синхронная с высотой 626 км и наклонением 97,9 град, срок активного существования 5 лет, РН Днепр-1
Космические аппараты: научные КА «Интербол-Прогноз» и «Попередження»; инновационный туристический КА. (3)
«Интербол-Прогноз» спутник научного назначения, предназначен для исследования и прогноза космической погоды с целью обеспечения работоспособности современных технических систем. Прогноз позволит решить проблемы появления сбоев аппаратуры спутников; изменения орбит спутников из-за раздувания атмосферы; ухудшения состояния здоровья людей с повышенной чувствительностью к внешним воздействиям и пр. На базе платформы спутника предусматривается создание орбитальной группировки из нескольких спутников, находящихся на одной высоте. В комплекс научной аппаратуры входят феррозондовый магнитометр, электрический зонд Ленгмюра, индукционный зонд, дрейфометр, солнечный фотометр и пр. Начальная масса 270 кг, масса комплекса научной аппаратуры 55 кг, орбита солнечно-синхронная 600 – 700 км, наклонение ~98 град, срок активного существования 3 года.
«Попередження» Спутник научного назначения для исследований ионосферных эффектов, связанных с сейсмической активностью. Назначение: поиск, обнаружение и исследование ионосферных возмущений, вызванных сейсмической активностью Земли, разработка принципов спутникового мониторинга ионосферных проявлений природных и антропогенных катастроф и пр. Состав аппаратуры: электроспектрометр ионосферной плазмы; панорамный анализатор спектра; масс-спектрометр; телевизионная камера; спектрометр; ионозонд; измеритель холодной плазмы и пр. Начальная масса 250 кг, масса комплекса научной аппаратуры 55 кг, орбита круговая 600 км, наклонение ~73,5 град, срок активного существования 3 года, РН Днепр-1, Циклон-3. Спутники создаются на основе унифицированной платформы. Орбитальная группировка будет состоять из спутников, находящихся в нескольких плоскостях, в каждой из которых на высоте примерно 600 км могут быть развернуты от 3 до 6 спутников.
Туристический КА. Рядом аэрокосмических фирм предложены проекты туристических космических аппаратов (ТКА). Эти проекты основаны на применении самолетов в качестве стартовых средств для ТКА. Известные проекты ТКА имеют малую вместимость и тесные пассажирские кабины, характерны длительным периодом подготовки к пуску и т. д. Проект баллистического ТКА лишен этих недостатков и обеспечивает.
- наименьшую длительность полета в зону невесомости и возврата на Землю;
- удобный вход и выход пассажиров, широкий обзор с каждого места;
- изменение уровня перегрузки при взлете и посадке за счет управления тягой двигателей в зависимости от возраста и физического состояния пассажиров;
- малые затраты на полет;
- малые размеры взлетно-посадочной площадки;
- высокую безопасность полета
Ракетные двигатели: маршевые ЖРД «РД-802» и «РД-809». (3)
РД-802 предназначен для создания тяги и управления по всем каналам стабилизации верхних ступеней РН, разгонных блоков.
- имеет системы регулирования тяги и поддержания соотношения компонентов топлива с точностью ±1%;
- высокая надежность двигателя основана на использовании отработанной камеры сгорания двигателя РД-8;
Двигатель - однокамерный, многократного включения с турбонасосной системой подачи, выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа. Рабочее тело турбины ТНА - окислительный газ.
Компоненты топлива в камере и газогенераторе воспламеняются с помощью пускового горючего. Запуск двигателя осуществляется с помощью бустерного насосного агрегата окислителя и автономного блока зажигания.
Компоненты топлива: жидкий кислород+керосин
Тяга двигателя в пустоте – 2000 кгс
Номинальный удельный импульс тяги в пустоте – 344 с
Соотношение компонентов топлива – 2,5
Число включений – 5
Время работы – 1100 с
РД-809 - автономный маршевый двигатель многократного включения (до 5 раз), предназначен для верхних ступеней РН, обеспечивает управление по всем каналам стабилизации с большим ресурсом работы (более 4000 с) и возможностью выключения двигателя в случае выработки любого из компонентов топлива. РД-809 - четырехкамерный, с насосной подачей топлива выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа. Рабочее тело турбины ТНА - окислительный газ. Компоненты топлива в камерах и газогенераторе воспламеняются с помощью пускового горючего. Двигатель - однорежимный, обеспечивает поддержание заданной тяги и регулирование соотношения компонентов топлива.
Для обеспечения многократной работы двигателя в его схеме предусмотрены:
1) управление агрегатами автоматики гелием высокого давления
2) продувка головок камер двигателя при запуске и выключении,
3) система многократного зажигания в ГГ и КС;
4) система захолаживания тракта кислорода; и др.
Тяга в пустоте, кгс 9000
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг 345
Масса двигателя, кг 315±15
Массовое соотношение компонентов топлива 2,5
Точность поддержания тяги, % ±4,5
Компоненты топлива: жидкий кислород+керосин
Время работы, с 1100
Ракетные двигатели: маршевые ЖРД «РД-858» и «РД-859». (3)
РД-858 предназначен для управления первой ступенью РН "Циклон" по всем каналам стабилизации. Ресурс работы более 4000 секунд. Автономный однокамерный двухрежимный двигатель двукратного включения с глубоким дросселированием по тяге, с турбонасосной системой подачи самовоспла-меняющихся компонентов топлива, без дожигания генераторного газа. При первом включении двигатель работает на основном режиме и режиме глубокого дросселирования, при втором включении - на основном режиме. Рабочее тело турбины - газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании основных компонентов топлива. Выключение двигателя обеспечивается СУ посредством пироклапанов. Двигатель имеет системы регулирования тяги и поддержания соотношения компонентов топлива, оснащен датчиками контроля работы.
Тяга в пустоте (с учетом тяги выхлопных сопел ТНА), кгс:
- на основном режиме 2050; - нарежиме глубокого дросселирования 858
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг:
- на основном режиме 315; - на режиме глубокого дросселирования 285
Масса двигателя, кг 53
Массовое соотношение компонентов топлива:
- на основном режиме 2,03; - на режиме глубокого дросселирования 1,6
Компоненты топлива: тетраоксид диазота + НДМГ
Суммарное время работы, с: до 470
Двигатель РД-859 входит как резервный в состав блока двигателей лунного корабля. Обладает возможностью повторного запуска через три секунды после выключения. Автономный двухкамерный однорежимный двигатель двукратного включения с регулированием по тяге, с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, без дожигания генераторного газа. Рабочее тело турбины - газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании основных компонентов топлива. Выключение двигателя обеспечивает система управления посредством пироклапанов. Двигатель имеет системы регулирования тяги и поддержания соотношения компонентов топлива.
Тяга в пустоте (с учетом тяги выхлопных сопел ТНА), кгс 2045
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг 312
Масса двигателя, кг 57
Массовое соотношение компонентов топлива 2,0
Компоненты топлива: тетраоксид диазота+НДМГ
Суммарное время работы, с до 400
Ракетные двигатели: маршевые ЖРД «РД-860» и «РД-861». (3)
РД-860 предназначен для использования в составе верхних ступеней РН и РБ. Состоит из камеры двигателя и пневмонасосного агрегата подачи КТ:
- обеспечивает многократный запуск;
- Фиксированная величина тяги двигателя обеспечивается настройкой ПНА (без дополнительных испытаний);
- Потребность в рабочем газе в 1,4...1,7 раза меньше, чем при классической вытеснительной системе подачи компонентов топлива;
- Баковые системы могу находиться под низким давлением;
- Улучшены габаритно-массовые и энергетические характеристики ДУ (особенно с увеличением запаса топлива) и др.
Двигатель разработан с принципиально новой системой подачи компонентов топлива, использующей ПНА, использованы элементы конструкции и технические решения серийных двигателей (камера двигателя, элементы пневмонасоса, узлы автоматики).
Тяга двигателя, кгс от 200 до 600
Удельный импульс тяги двигателя, с 310...320
Массовое соотношение расходов компонентов топлива 2,0
Число включений двигателя в полете до 15
Суммарное время работы (за 15 включений), с 1500
Масса двигателя, кг 25...30
Компоненты топлива АТ+НДМГ
РД861 предназначен для создания тяги и управления третьей ступенью РН "Циклон" на активном участке полета по всем каналам стабилизации. Управление полетом осуществляет система управления перераспределением выхлопных газов турбины между рулевыми соплами. Имеет высокие энергомассовые характеристики за счет применения камеры трубчатой конструкции. Двигатель однокамерный, двукратного включения, с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Рабочее тело турбины - газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании основных компонентов топлива. При запусках пиростартеры блока стартеров раскручивают ротор ТНА.
Тяга в пустоте, кгс 8026
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг 317
Масса двигателя, кг 123
Массовое соотношение компонентов топлива 2,10
Компоненты топлива: АТ+НДМГ
Тяга камеры двигателя, кгс 7667
Удельный импульс тяги камеры двигателя, кгс·с/кг 330,6
Разработка двигателя начата в 1968 году, отработка завершена в 1972 году. Двигатель сдан в серийное производство.
Ракетные двигатели: маршевые ЖРД «РД-861K» и «РД-862». (3)
РД-861К разработан на базе РД-861 третьей ступени РН Циклон. В двигателе использованы без принципиальных изменений базовые узлы прототипа, определяющие высокие энергетические характеристики и надежность. Преимущества:
- увеличен на 15,6 с удельный импульс тяги двигателя;
- увеличено количество запусков двигателя в полете;
- увеличено время работы двигателя в 3 раза; и др.
Двигатель - однокамерный, трехкратного включения, с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Рабочее тело турбины - газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании основных компонентов топлива. При запусках гелий раскручивает ротор ТНА. Гелий хранится в баллоне системы питания.
Тяга двигателя, кгс 7916
Удельный импульс тяги, с 330
Масса двигателя, кг 194
Соотношение компонентов топлива 2,41
Число включений 3
Время работы, с 370
РД-862 предназначен для создания тяги и управления полетом вторых ступеней РН по всем каналам стабилизации. Двигатель - однокамерный, однорежимный, однократного включения с турбонасосной системой подачи компонентов топлива, выполнен по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа.
Для управления вектором тяги по каналам тангажа и рыскания применен газодинамический способ. Рабочее тело турбины ТНА - восстановительный газ, вырабатываемый в газогенераторе. Управление элементами автоматики осуществляют с помощью пироприводов. Двигатель имеет систему поддержания давления в камере сгорания и систему регулирования весового соотношения компонентов топлива.
Тяга в пустоте, кгс 14544
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг 331
Масса двигателя, кг 192
Массовое соотношение компонентов топлива 2,55
Компоненты топлива: АТ+НДМГ
Время работы, с 195
Ракетные двигатели: маршевые ЖРД «РД-866» и «РД-868». (3)
РД-866 установлен в головном отсеке ракеты и предназначен для: создания на участке разведения КА тяги и управляющих усилий; питания компонентами топ-лива потребителей в широком диапазоне изменения расходов и давлений; и др. Двигатель - многофункциональный, нерегулируемый, без дожигания генераторного газа с многократным включением ЖРД БТ и ЖРД МТ. Двигатель работает по комбинированной схеме (вытеснительная и насосная подачи компонентов топлива) и содержит: централизованный источник питания, состоящий из двух ТНА с газогенераторами и двух питателей; однокамерный ЖРД БТ; 16 ЖРД МТ.
Тяга двигателя в пустоте, кгс -94,4...+513,5
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг
- камеры ДБТ 323,1; - ЖРД МТ в непрерывном режиме 245
- ЖРД МТ в импульсном режиме с частотой 10 Гц 176
Масса двигателя, кг 125,4
Массовое среднеинтегральное соотношение КТ при работе:
- ДБТ 2,03; - камеры ДБТ 2,3; - ЖРД МТ 1,85
Компоненты топлива: АТ+НДМГ
Максимальное суммарное время работы, с: - ДБТ 330; - ЖРД МТ 1200
Максимальное количество включений: - ДБТ 14; - ЖРД МТ 10000
РД-868 предназначен для использования в составе апогейной ступени РН. Состоит из ЖРД БТ, автономного централизованного источника питания и системы малой тяги, включающей в себя ЖРД МТ. Двигатель многофункциональный, обеспечивает многократный запуск и регулирование тяги;
Управление апогейной ступенью в полете по тангажу и рысканию при работе ЖРД БТ осуществляется отклонением камеры, управление по крену - ЖРД МТ.
Двигатель большой тяги - однокамерный, многократного включения с насосной подачей топлива, без дожигания. Рабочее тело турбины ТНА - восстановительный газ, вырабатываемый в газогенераторе. Централизованный источник питания (ЦИП) обеспечивает многократный запуск двигателя большой тяги и питание системы малой тяги из основных топливных баков, выполнен по турбонасосно-вытеснительной схеме.
Тяга двигателя, кгс: - ЖРД БТ – 2371; ЖРД МТ – 3
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг: - ЖРД БТ – 325; ЖРД МТ – 230
Масса двигателя, кг: - ЖРД БТ – 125; ЦИП – 29; система малой тяги - 30
Массовое соотношение компонентов топлива: - ЖРД БТ - 2,2; ЖРД МТ - 1,6
Компоненты топлива: АТ+НДМГ
Количество запусков: - ЖРД БТ – 7; ЖРД МТ - 10000
Время работы, с: - ЖРД БТ - 1600; ЖРД МТ - 7200
Ракетные двигатели: рулевые ЖРД «РД-856» и «РД-855». (2)
РД-856 предназначен для управления полетом второй ступени РН "Циклон" по всем каналам стабилизации. Управление полетом ступени осуществляется качанием каждой камеры двигателя в одной плоскости. Двигатель - четырехкамерный, однократного включения, с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, без дожигания генераторного газа. Обеспечивает отбор О и Г на газогенератор наддува бака О, а также генераторного газа и горючего на смеситель для наддува бака Г.
Тяга у Земли, кгс 5530
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг: 280,5
Масса двигателя, кг 112,5
Массовое соотношение компонентов топлива 1,98
Компоненты топлива: АТ+НДМГ
Время работы, с: 163
РД-855 предназначен для управления первой ступенью РН "Циклон" по всем каналам стабилизации. Управление полетом ступени осуществляется качанием каждой камеры двигателя в одной плоскости. Двигатель - четырехкамерный, однократного включения, с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, без дожигания генераторного газа. Обеспечивает отбор окислителя и горючего на газогенератор наддува бака окислителя, а также генераторного газа и горючего на смеситель для наддува бака горючего.
Тяга у Земли, кгс 29100
Удельный импульс тяги, кгс·с/кг: 254 у Земли; 292 в пустоте
Масса двигателя, кг 320
Массовое соотношение компонентов топлива 1,97
Компоненты топлива АТ+НДМГ
Время работы, с: 127
Ракетные двигатели: рулевые ЖРД «РД-8» и «РД-863». (2)
РД-8 предназначен для управления полетом второй ступени РН "Зенит" по всем каналам стабилизации. Автономный рулевой двигатель - четырехкамерный, однократного включения, с насосной подачей топлива и дожиганием генераторного газа. Рабочее тело турбины ТНА - окислительный газ. КТ в камерах и газогенераторе воспламеняются с помощью пускового горючего. Двигатель - однорежимный, обеспечивает поддержание заданной тяги и регулирование соотношения компонентов топлива. В двигателе установлены сигнализаторы давления, которые выдают команду на выключение при выработке компонентов из баков РН. Двигатель может находиться в заправленной компонентами ракете в течение 24 ч.
Тяга в пустоте, кгс 8000
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг 342
Масса двигателя, кг 380
Массовое соотношение компонентов топлива 2,4
Компоненты топлива жидкий кислород+керосин
Время работы, с: 1100
РД-863 предназначен для создания тяги и управления полетом первой ступени РН. Двигатель - четырехкамерный, однократного включения, с турбонасосной системой подачи самовоспламеняющихся компонентов топлива, без дожигания генераторного газа, обеспечивает поддержание заданной тяги. Рабочее тело турбины ТНА - газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании основных компонентов топлива. Обеспечивает наддув бака Г восстановительным газом; питание окислителем и горючим агрегата наддува бака О и систем предварительного наддува баков второй ступени; питание рабочим телом (горючим) системы гидроприводов.
Тяга у Земли, кгс 28230
Удельный импульс тяги, кгс·с/кг: 259 у Земли; 301 в пустоте
Масса двигателя, кг 310
Массовое соотношение компонентов топлива 2,15
Компоненты топлива: АТ+НДМГ
Время работы, с 130
Ракетные двигатели: маршевые РДТТ «15Д206», «15Д305» и «15Д339».(2)
15Д206: Заряд твердого топлива - прочноскрепленный с корпусом двигателя, с каналом звездообразной формы, изготовлен из смесевого топлива Т9-БК. Корпус - органопластиковый типа "кокон". Сопловой блок - центральное частично утопленное в камеру сгорания стационарное управляющее сопло с системой вдува горячего камерного газа в закритическую часть (восемь клапанов штокового типа). СУ вектором тяги обеспечивает управление по всем трем каналам (тангаж, крен, рыскание). Двигатель обладает преимуществом при компоновке ракеты с ограничениями по объему хвостового отсека. Применяется как маршевый двигатель первой ступени ракеты.
Габаритные размеры длина/диаметр, м 8,4/2,4
Тяга на Земле/в пустоте, тс 220/240
15Д305: Заряд твердого топлива - прочноскрепленный с корпусом двигателя, с каналом звездообразной формы, изготовлен из смесевого топлива типа ОПАЛ. Корпус - органопластиковый типа "кокон". Сопловой блок - центральное частично утопленное в камеру сгорания поворотное управляющее сопло с подвеской на эластичном опорном шарнире, обеспечивающее круговую диаграмму создания управляющего усилия по каналам тангажа и рыскания. В конструкции применены высокоэффективные материалы и использованы современные технологии, что обеспечивает высокий уровень характеристик двигателя. Применяется как маршевый двигатель первой ступени ракеты.
Габаритные размеры длина/диаметр, м 8,4/2,4
Тяга на Земле/в пустоте, тс 280/310
15Д339: Заряд твердого топлива - прочноскрепленный с корпусом двигателя, с каналом цилиндро-конической формы с наклонной кольцевой проточкой типа "зонтик", изготовлен из смесевого топлива типа СТАРТ. Корпус - органопластиковый типа "кокон". Сопловой блок - центральное частично утопленное в камеру сгорания стационарное сопло с телескопическим сдвигаемым насадком раструба. Частично утопленное сопло со сдвигаемым насадком обеспечивает преимущество перед двигателями с обычными соплами при компоновке ракеты с ограничениями по длине. Применяется как маршевый двигатель второй ступени ракеты.
Габаритные размеры длина/диаметр, м 5,9(6,7)/2,4
Тяга в пустоте, тс 150
Ракетные двигатели: специальные РДТТ «РД-293», «РД-127», «РД-273», «РД-284» и «РД-271». (2)
РД-293 состоит из двух сблокированных двигателей. Основной, создающий тягу по оси блока, имеет четыре тянущих сопла. Дополнительный создает тягу перпендикулярно оси блока.
Топливо баллиститное
Импульс тяги в пустоте по оси блока, кгс 5700
Максимальная тяга в пустоте, кгс·с 5000
Время работы, с 1,1…1,6
Импульс тяги в пустоте перпендикулярно оси блока, кгс·с 200
Максимальная тяга, кгс | 
2022-10-29
30
