МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РФ Московский Авиационный Институт (Научный Исследовательский Университет) Институт №6 Аэрокосмический Кафедра 610 «Управление эксплуатацией ракетно-космических систем» Курсовая работа Тема: «Серия ракет-носителей «Космос»» Москва 2020 Содержание Тезаурус ………………………………………………………………………3 Введение ……………………………………………………………………...4 Глава 1. Космический ракетный комплекс «Радуга» Ракетный носитель 11К63 (63С1, «Космос») ………………………………7 1.1 11К63 («Космос-2») …………………………………………………...…7 1.1.1 Ход разработки и эксплуатации…………………………...………7 1.1.2 Основные технические характеристики 11К63……...…………...9 Глава 2. Космический ракетный комплекс «Восход» Ракеты-носители 11К65, 11К65М (63С5, «Космос-2») …………………...12 2.1 Ход разработки и эксплуатации………………………………………...12 2.1.1 11К65……………………………………………………………..12 2.1.2 11К65М…………………………………………………………..14 2.2 Технические особенности РН 11К65, 11К65М……...…………………16 Заключение…………………………………...………………….…………...19 Список литературы………………………………...…………….…………..20 2 Тезаурус МГГ – международный геофизический год ИСЗ – искусственный спутник Земли ОКБ – особое конструкторское бюро РН – ракета-носитель МБР – межконтинентальная баллистическая ракета КРК – космический ракетный комплекс КА – космический аппарат ЖРД – жидкостный ракетный двигатель КБ – конструкторское бюро ЭП – эскизный проект ШПУ – шахтная пусковая установка ГЦП – государственный центральный полигон НДМГ – несимметричный деметилгидразин ПУ – пусковая шахта КБТМ – конструкторское бюро транспортного машиностроения 3 Введение Период с 1 июля 1957 г. по 31 декабря 1958 г. ООН объявила Международным геофизическим годом. На состоявшемся накануне Международном астронавтическом конгрессе большая часть докладов была посвящена проблемам создания ИСЗ и открывающимся при этом перспективам. Официальным сообщением правительство США в 1955 г. объявило о намерениях своей страны решить эту задачу в МГГ. С этого времени началось негласное соревнование стран по осуществлению запуска первого ИСЗ. При этом США возлагали свои надежды на проект "Авангард", а СССР — на МБР Р-7, которая готовилась к выходу на летные испытания. В 1956 г. министр оборонной промышленности СССР Д. Ф. Устинов предложил ОКБ-586 проработать возможность запуска ИСЗ на ракете Р-12, которая в то время была после ракеты Р-7 наиболее энергетически мощной среди ракет, близких к завершению разработки. Проработка показала, что для решения задачи была нужна как минимум еще одна ступень ракеты, а отработанного двигателя с необходимыми характеристиками у разработчиков двигателей не было. После успешного запуска ракетой Р-7 первого в мире советского ИСЗ интерес к работам ОКБ-586 в этом направлении у министерства отпал. Но ОКБ-586 не желало оставаться на задворках начинающейся космической эры и продолжало теперь уже инициативный поиск. В 1958 г. ОКБ-456 для III ступени ракеты "Восток" разработало проект двигателя РД-119 с удельной тягой, долгое время остававшейся лучшей среди современных ему двигателей. Но ОКБ-1 установило на ракету "Восток" более отработанный воронежский двигатель РД-0109 на кислородно-керосиновом топливе, используемом на базовой для PH "Восток" ракете Р-7, поэтому двигатель РД-119 оказался невостребованным. Этот двигатель ОКБ-586 и использовало для II ступени своего будущего космического носителя. 4 В СССР работа по изучению околоземного космоса не проводилась, поскольку уникальная ракета Р-7 использовалась при создании космических носителей для осуществления пионерских приоритетных полетов к Луне, ближайшим планетам и подготовки к полету человека в космос. Поэтому предложение ОКБ-586 о создании двухступенчатой ракеты-носителя 63С1 на базе серийной ракеты 8К63 было незамедлительно поддержано Академией наук и Министерством обороны СССР, заинтересованных в таком инструменте для своих практических задач. Плодотворная идея создания PH путем использования боевых ракет нашла в ОКБ-586 свое воплощение в проектных проработках семейства PH на базе своих находящихся в разных стадиях разработки боевых ракет. ОКБ586 присвоило им обозначения: 64С2, 65СЗ, 66С4 и 67С5, где первые две цифры указывали на индекс базовой ракеты, а вторые две — порядковый номер космической ступени. Использование ракеты 8К64 для космических целей не было одобрено в связи с острой неудовлетворенной потребностью в боевых МБР в тот период. Разработка ракеты 8К66 была прекращена. ОКБ586 поручили разработать только PH 65СЗ, получившую позднее индекс 11К65 (11К65М) Все PH, разработанные КБ "Южное", были приняты на вооружение в составе КРК со своими основными серийно изготавливаемыми КА. Как правило, эти КРК входили в более крупную организационную структурусистему, включающую центры управления полетом КА, приема информации, ее обработки и анализа. Но это не исключало проведения на ракетах КБ "Южное" по отдельным заказам пусков единичных ИСЗ в целях научных исследований, мониторинга и международного сотрудничества по программам "Космос", "Интеркосмос" и др. Целью данной курсовой работы является описание семейства ракетносителей лёгкого класса космического назначения «Космос». В ходе 5 работы необходимо изучить историю создания ракет-носителей, рассмотреть модификации ракеты и их технические характеристики. 6 Глава 1. Космический ракетный комплекс «Радуга». Ракета-носитель 11К63 (63С1, «Космос») 1.1 11К63 («Космос-2») 1.1.1 Ход разработки и эксплуатации. РН 11К63 является первой ракетой, созданной КБ «Южное» путем установки одноступенчатую баллистическую ракету Р-12 (8К63) дополнительной ступени. РН 11К63 – ракета-носитель лёгкого класса, предназначенная для выведения автоматических КА на низкие околоземные орбиты. В 1959 году были разработаны первые ЭП ракеты и программа по её использованию. В 1960 году было разрешено изготовить 10 ракет и запустить на них различные по назначению и составу аппаратуры ИСЗ. Для запусков КА конструкция Р-12 была изменена и доработана: добавлена вторая ступень, коническая часть топливного отсека заменена на цилиндрическую, приборный отсек размещен на ускорителе второй ступени, на верхней части корпуса ускорителя первой ступени введен теплозащитный экран. Вторая ступень оснащена двигателем РД-119, работающий на компонентах топлива жидкий кислород и несимметричный диметилгидразин. В качестве органов управления движением второй ступени служили три пары неподвижных рулевых сопел, снабженных газораспределителем с электроприводами. Кроме того, в состав второй ступени входили: фермашасси для установки полезного груза, цилиндроконический головной обтекатель, система сброса обтекателя, элементы узлов отделения космического аппарата от блока ускорителя ступени, бортовая кабельная сеть. Ракета 11К63 – единственная отечественная РН, на которой с шахтным вариантом ПУ был реализован вертикальный способ сборки. 7 В сентябре 1961 года начались натуральные испытания. Но первые два запуска оказались аварийными. Первый запуск с КА был осуществлён 27 октября 1961 года – произошел отказ одного из приборов системы регулирования скорости. Это произошло из-за угловых колебаний ракеты с колебанием топлива в баках вследствие неправильно выбранных параметров стабилизации. 21 декабря 1961 авария произошла на отметке 535,8 секунд от старта – произошло преждевременное выключение двигателя второй ступени вследствие выработки горючего. Первый удачный запуск осуществлён 16 марта 1962 года – РН 63С1 вывела КА ДС-2 на расчётную орбиту. Только после завершения пусков опытной партии, показавших полезность выведенных на орбиты ИСЗ, в ноябре 1962 года было принято решение о организации серийного изготовления второй РН и создания для неё стационарного открытого старта с башней обслуживания. Ракета получила индекс 11К63 и название «Космос». Первые 37 запусков ракет были произведены из ШПУ 4ГЦП на космодроме Капустин Яр. Последующие серии – со специально построенного СК «Радуга» на космодроме «Плесецк». Всего было произведено 165 запусков, из которых 143 успешных. С помощью РН «Космос» запускались ИСЗ серий «Космос» и «Интеркосмос». Она эксплуатировалась до 18 июня 1977 года. 8 1.1.2 Основные технические характеристики РН 11К63. Конструкции топливных и сухих отсеков 1 и 2 ступени аналогичны. 2 ступень снабжена двигателем РД-119, который запускается поджигом порохового заряда газогенератора, раскручивающего турбину насосов. Ступени ракеты стыкуются посредством трубчатой соединительной фермы, к нижнему поясу которой закреплена коническая тепловая защита. Разделение ступеней проходит по "горячей" схеме, при этом ферма с тепловой защитой отделяется вместе с 1 ступенью. КА размещается на 2 ступени под ГО, сбрасываемым на участке выведения КА на орбиту после прохождения плотных слоев атмосферы. С целью увеличения количества НДМГ, заправляемого в бак 2 ступени, производится его предварительное охлаждение до -45°С. Наддув баков 2 ступени — "горячий" и обеспечивается устройствами двигателя РД119. Бак "О" наддувается продуктами испарения кислорода в теплообменнике, встроенном в выхлопной патрубок турбины. Бак "Г" наддувается газом, образующимся при смешивании части генераторного газа с НДМГ. Таблица 1.1.2 Масса полезного груза, 450 кг выводимого на орбиту высотой 200 км Число ступеней 2 Общая длина 30 м 9 Продолжение таблицы 1.1.2 Длина 2-ой ступени 8,5 м Диаметр ступеней 1,652 м Стартовый вес 49,4 т Двигательные установки: - 1-ой ступени 4- камерный ЖРД - 2-ой ступени Однокамерный ЖРД Компоненты топлива - 1-ой ступени: - окислитель АК-27И - горючее ТМ-185 - пусковое горючее ТГ-02 - соотношение компонентов 3,97 - 2-ой ступени: - окислитель Жидкий кислород - горючее НДМГ - соотношение компонентов 1,5 Тяга ДУ 1 ступени (на земле/в пустоте) 64/74,5 тс 10,8 тс Тяга ДУ 2 ступени (в пустоте) Удельный импульс: -ДУ 1 ступени (на земле/в пустоте) -ДУ 2 ступени (в пустоте) 227/263 тс 352 тс Продолжительность работы: - ДУ 1 ступени 140 с - ДУ 2 ступени 260 с Система управления Автономная, инерциальная Исполнительные органы СУ: 10 Окончание таблицы 1.1.2 - на 1 ступени Графитовые газовые рули в струе ЖРД - на 2 ступени Неподвижные рулевые сопла ДУ с газораспределителями (3 пары) Время подготовки ракеты: - на техническом комплексе ~34 ч - на стартовом комплексе ~12 ч 11 Глава 2. Космический ракетный комплекс «Восход». Ракеты-носители 11К65, 11К65М (63С5, «Космос-2») 2.1 Ход разработки и эксплуатации 2.1.1 11К65 Необходимость разработки новой РН была вызвана постоянно возрастающей потребностью регулярного выведения на орбиты ИСЗ КА различного назначения в интересах народного хозяйства, науки, обороны. Использование для этих целей тяжёлой 11А57 или лёгкой 11К63 было экономически нецелесообразным или не решало задачи по энергетическим возможностям. Разработка ракетного комплекса третьего поколения велась в два этапа. На первом был создан носитель 11К65, на втором – 11К65М. В связи с загруженностью работами по созданию ракет Р-36 и Р-56 разработка ракеты 65С5 была передана в ОКБ – 10. В 1968 году документация и право на авторское сопровождение производства ракеты 11К65М были переданы в ПО «Полет», которое немедленно приступило к серийному выпуску ракеты. Штатная эксплуатация осуществлялась с 1970 года с космодрома Плесецк Летно-конструкторские испытания были начаты 18 августа 1964 года с пусковой установки №15 на 5 НИИМП («Байконур»). В рамках проекта 11К65 двигатель 8Д514 ракеты Р-14 был модифицирован и получил индекс 11Д614. На второй ступени РН был установлен многофункциональный ЖРД 11Д47. Трансформация боевой ракеты Р-14 в РН проводилась путем установки на частично модифицированную первую ступень вновь разработанной второй ступени. Ступени соединяются последовательно через 12 цилиндрический переходный отсек. Двигатель 2 ступени крепится непосредственно к нижнему коническому днищу топливного отсека. Приборный отсек размещается над топливным, на него опирается рама для полезного груза и головной обтекатель, который сбрасывается на высоте 75 км. 13 2.1.2 11К65М Параллельно с 11К65 на ПО «Полет» велась разработка конструкторской документации на модернизированный вариант носителя. Ракета получила индекс 11К65М («Космос-3М»). 15 мая 1967 года РН 11К65М, успешно запущенная с ПУ № 2 площадки № 132 53-го НИИП («Плесецк»), вывела на орбиту ИСЗ «Космос-158» Штатная эксплуатация осуществлялась с 1970 года с космодрома Плесецк. Страт 26 января 1973 года с ПУ № 1 площадки № 107 стал первым запуском ракеты 11К65М с космодрома Капустин Яр, где был сооружён стационарный старт с подвижными башнями обслуживания разработки КБТМ (СК «Восход»). «Космос-3М» (индекс 11К65М) является одной из наиболее часто используемых ракет-носителей для запуска российских военных спутников. Эта универсальная жидкостная ракета лёгкого класса предназначена для выведения автоматических космических аппаратов различного назначения массой до 1500 кг на круговые, эллиптические и солнечно-синхронные орбиты высотой до 1700 км 1 ступень этой ракеты-носителя оснащена маршевым двигателем 11Д614 (РД-216М), состоящим из двух двухкамерных жидкостных ракетных двигателей 11Д613 (РД-215М). 2 ступень оснащена жидкостным ракетным двигателем 11Д49. Выведение космических аппаратов ракетой-носителем «Космос-3М» производится с космодрома Плесецк и полигона Капустин Яр. На обеих её ступенях установлены маршевые жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) открытого цикла с турбонасосной подачей долгохранимого самовоспламеняющегося. Управление на участке работы первой ступени РН осуществляется с помощью четырех графитовых газовых рулей, на участке работы второй 14 ступени — с помощью четырех двигателей малой тяги, имеющих автономные баки с вытеснительной системой подачи топлива[3]. РН «Космос-3М» — на сегодняшний день единственная из всех ракет семейства «Космос», которая в настоящее время используется для запусков космических аппаратов. Последний пуск ракеты «Космос-3М» состоялся 27 апреля 2010 года, когда ракета вывела на орбиту российский военный спутник «Космос-2463». 15 2.2 Технические особенности РН 11К65, 11К65М Инженеры ОКБ-10 впервые в СССР предложили оригинальное техническое решение, позволяющее запускать спутники на круговые орбиты. Для реализации идеи была принята двухимпульсная схема включения маршевого двигателя второй ступени: первый импульс формирует эллиптическую траекторию, в апогее которой вторым включением аппарат переводится на круговую орбиту. Трёхрежимный двигатель 11Д49 был разработан в ОКБ-2. В ОКБ-10 разработали систему малой тяги, обеспечившую стабилизированный полет между двумя включениями маршевого ЖРД. Топливо для этой системы располагалось в двух специальных баках, подвешенных на внешней поверхности основного бака второй ступени. Порядок работы двигателя 2 ступени выглядел так: 1. основной. На этом режиме двигатель в полете может работать дважды. При выведении ИСЗ на высокую круговую орбиту первое включение двигателя формирует траекторию промежуточной орбиты в апогее. Второе включение двигателя переводит вторую ступень ракеты с ИСЗ на круговую орбиту. 2. режим работы рулевых камер. Используется для стабилизации полета ракеты до, во время и после работы двигателя на первом режиме. 3. режим малой тяги. Используется для ориентации ракеты и создания незначительных ускорений, обеспечивающих возможность повторного запуска двигателя на основной режим. В системе управления РН впервые применены электронные счетнорешающие приборы, обеспечивающие более точное выведение космического аппарата на заданные. РН могла выводить на орбиту одновременно до восьми КА.Таблица 2.2 16 Масса полезного груза, выводимого на круговые орбиты высотой от 200 до 2000 км до 1500 кг Число ступеней 2 Общая длина 32,4 м Длина 2 ступени 9,9 м Диаметр ступеней 2,4 м Стартовый вес 109 тс Двигательные установки: -1 ступень 4-камерный ЖРД -2 ступень Однокамерный основной ЖРД и 4сопловой рулевой ЖРД Топливо 1 и 2 ступеней: Жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами - окислитель АК-27И - горючее НДМГ Тяга ДУ 1 ступени (на земле/в пустоте) 151/177,5 тс Тяга ДУ 2 ступени (в пустоте) 1-ый режим 16 тс 2-ой режим 0,55 тс 3-ий режим 0,01 тс Удельный импульс ДУ 2 ступени на 1-ом режиме (в пустоте) 297 17 Окончание таблицы 2.2 Продолжительность работы ДУ 2 ступени: На 1 режиме: -при первом включении 490 -при повторном включении 15 На 3 режиме 3800 Система управления Автономная, инерциальная Исполнительные органы СУ: - 1 ступени Графитовые газовые рули в струе ЖРД - 2 ступени Поворотные рулевые блоки рулевых сопел и системы малой тяги Время подготовки ракеты: - на техническом комплексе 35 ч - на стартовом комплексе 10 ч 18 Заключение За все время эксплуатации ракеты-носителей семейства «Космос» было осуществлено более 600 запусков. Из них менее 50 – аварийные. В период своей эксплуатации РН «Космос» являлись самыми технологичными. Единственная ракета, на которой был реализован вертикальный способ сборки. На сегодняшний день данный тип РН был выведен из эксплуатации. 19 Список литературы 1. https://ru.wikipedia.org/wiki/Космос_(семейство_ракет-носителей) 2. https://ru.wikipedia.org/wiki/Космос-2_(ракета-носитель) 3. https://ru.wikipedia.org/wiki/Космос-3М 4. Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро «Южное» под общей редакцией генерального конструктора С.Н. Конюхова 20