Ракета «Тор-Эйбл-Стар»
К разработке ступени «Эйбл-Стар» ВВС приступили осенью 1959 г. Поскольку этот разгонный блок рассматривался в качестве альтернативного варианта к достаточно сложной в техническом отношении ступени «Аджена», то основными требованиями, предъявленными к новому изделию, стали простота конструкции и низкая стоимость. Несмотря на то что поставленная задача была успешно решена — стоимость блока оказалась вдвое ниже, чем у конкурента, проект дальнейшего развития не получил. В конечном счете ВВС отдали свое предпочтение ступени «Аджена». Именно с этим блоком многие годы активно использовались ракеты «Тор» и их модификации. Эксплуатация семейства «Тор-Аджена» началась в 1959 г. При стартовой массе 53,7 т модель «Тор-Аджена-А» доставляла на орбиту высотой 480 км грузы массой 136 кг.Уже через год состоялся старт ракеты «Тор-Аджена-В» массой 55,8 т и грузоподъемностью 570—720 кг. Увеличение энергетических характеристик РН было достигнуто путем модернизации обеих ступеней модели. Основным отличием первой ступени ракеты «Тор», обозначенной DM-21, стала новая силовая установка МВ-3-2 с двигателем LR-79-NA-11 тягой 75 т. Повысить мощность установки удалось за счет использования более теплотворной марки керосина (RJ-1 вместо традиционной RP-1), упрощения и облегчения арматуры топливных магистралей, применения новых конструкционных, в том числе и композиционных, материалов, замены системы воспламенения и прочее. Известны такие характеристики двигательной установки МВ-3-2: тяга — 74,8 т, удельный импульс — 251,2 с, расход горючего— 85,4 кг/с, расход окислителя — 206,1 кг/с, соотношение компонентов— 2,414, давление подачи насоса горючего — 58,4 кг/см2, давление подачи насоса окислителя— 62,3 кг/см2, давление в камере сгорания — 40,2 кг/см2. Верньерные двигатели массой по 35 кг работают при соотношении компонентов 1,8 и общем расходе топлива 4,4 кг/с. В 1962—1963 гг. проводились запуски ракет «Тор-Аджена-D», которые обеспечивали доставку на круговую орбиту высотой 540 км грузы массой 725 кг, а на орбиты с высоким наклонением — аппараты массой 500 кг. Именно выведение военных спутников на полярные орбиты и было основным предназначением большинства моделей «Тор-Аджена». Ракеты «Тор-Аджена» одними из первых прошли стандартизацию бортового оборудования. По энергетическим характеристикам эти РН с индексом SLV-2 мало отличались от своих аналогов «Тор-Аджена». Значительного увеличения грузоподъемности ракет семейства удалось добиться после создания модели SLV-2A в сочетании со ступенями «Аджена-В» и «Аджена-D», выводившей на низкие орбиты грузы массой до 1 т (вкл. 39). Столь весомое приращение было обеспечено за счет применения на первой ступени новой силовой установки МВ-3-3 с двигателем LR-79-NA-13 тягой 77 т, а также использования трех стартовых ускорителей «Кастор-1», созданных фирмой «Thiokol» на базе РДТТ ТХ-33-52 тягой 25 т. В связи с увеличением мощности блок первой ступени «Тор» со стартовыми ускорителями получил обозначение TAT (Thrust-Augmented Thor — «Тор» с повышенной тягой»). Для следующей модели SLV-2G были улучшены характеристики как первой ступени, так и стартовых ТТУ. Теперь на ракете стали применяться ускорители «Кастор-2», отличающиеся от предыдущих более эффективным топливом и продолжительностью работы. Модернизация первой ступени предусматривала удлинение ее топливного отсека на 4,5 м (при этом общая высота блока достигла 21,6 м) и замена конического бака горючего емкостью цилиндрической формы номинального диаметра 2,44 м. За счет этого масса заправляемого топлива увеличилась на 45%, а продолжительность работы ступени возросла до 216 с. В такой конфигурации ступень стала называться либо «Thorad» («Торад»), либо LTT (Long Tank Thor — «Тор» с удлиненным топливным отсеком). В итоге, грузоподъемность ракет SLV-2G с блоком «Адже-на-D» возросла до 1,2 т на низкой орбите. Помимо ступеней «Аджена» на ракетах «Тор» в 1965— 1976 гг. применялись твердотопливные разгонные блоки серии «Бернер». Поскольку первая модификация ступени «Бер-нер-1» создавалась на базе усовершенствованного РДТТ «Аль-таир» (Х-258) тягой около 2,3 т, то в печати она упоминалась под обоими названиям, а соответствующие модели ракет именовались как «Тор-Альтаир», или, по более поздним источникам, «Тор» MG-18. Собственное имя «Тор-Бернер-1» было дано РН, оснащенной ступенью «Альтаир» с двигателем FW-4 тягой 2,5 т. Ракеты «Тор-Бернер-1», обеспечивавшие выведение на полярные орбиты спутников массой до 80 кг, как и последую- в щие модели данного типа, использовались в основном для выведения военных метеорологических спутников DMSP. Все их запуски осуществлялись с территории Западного полигона. Из-за близких габаритов верхних ступеней по внешнему виду ракеты «Тор-Бернер-2» и «Тор-Бернер-2А» грузоподъемностью 82 кг и 200 кг на солнечно-синхронной орбите, соответственно, практически не отличались друг от друга. Для последней модели потребовался только несколько удлиненный головной обтекатель. В связи с активным использованием ракет семейства «Тор» в рамках секретных программ в публикациях прежних лет содержится крайне противоречивая информация не только о технических характеристиках, но и о типе РН, применявшейся при том или ином запуске. Так, например, в 1976—1980 гг. для выведения спутников DMSP-5D-1 (AMS) массой 513 кг применялась модель «Тор» DSV-2U, которую справочники серии «Jane's» тех лет относили к семейству «Тор-Бернер-2». В то же время некоторые эксперты считают, что эксплуатация ступеней «Бернер» была прекращена в 1976 г., а в составе ракеты DSV-2U применялся не этот разгонный блок, а схожий по своим характеристикам РДТТ, интегрированный с полезным грузом.
<<<Назад Страница 106 Далее>>>
<<<Назад Страница 107 Далее>>>
Ракеты семейства «Дельта» В отличие от ракет «Тор» семейство «Дельта» имеет более обстоятельную (но и не без противоречий) библиографию. Что, впрочем, неудивительно — на протяжении сорока лет эксплуатации эти созданные по заказу NASA ракеты применялись в основном в рамках гражданских, в том числе и коммерческих, проектов. Высокая надежность и экономичность по-прежнему выделяют РН «Дельта» среди прочих транспортных систем. Максимальное использование уже готовых и отработанных элементов стало основополагающим принципом разработки моделей семейства. Поэтому за всю историю программы был проведен только один демонстрационный полет новой ракеты, причем это событие, несколько подпортившее статистику, произошло только в 2000 г. Контракт на создание трехступенчатой РН, способной выводить на орбиту высотой 480 км спутники массой 218 кг или на траекторию межпланетных перелетов аппараты массой 45 кг, компания «Douglas» получила от Центра Годдарда весной 1959 г. Новая транспортная система с фирменным обозначением DM-19 проектировалась на базе ракеты «Тор-Эйбл», применявшейся для выведения лунных зондов. Первая ступень модели, общая масса которой составила 51 т, а высота 28 м, представляла собой типовую ракету «Тор» с двигательной установкой МВ-3 тягой 68 т. Вторая ступень, собственное имя которой— «Дельта»— и дало название всему семейству, практически не отличалась от блока «Эйбл»: при диаметре 0,84 м ее длина составляла 4,8 м (без переходника). Модифицированная ступень массой 1,8 т оснащалась двигателем AJ10-142 тягой 3,4 т. Эта силовая установка фирмы «Aerojet» работала на белой дымящей азотной кислоте и НДМГ. Третья ступень массой 226 кг, которая вместе с полезным грузом полностью закрывалась головным обтекателем, комплектовалась РДТТ X-248-A5D тягой 1,36 т, изготовленным фирмой «Hercules» в Лаборатории ABL. Система управления РН включала в себя автопилот, установленный на ступени «Тор», и радиокомандную систему наведения фирмы «Bell Telephone Laboratories» (BTL).
Ракета
«Тор-Дельта» — базовая модель будущего
семейства
Активный участок первой ступени ракеты «Дельта» длился 160 с, после чего сразу же осуществлялся запуск второй ступени. Сброс головного обтекателя производился примерно на 180 с полета. Управление РН при работе второй ступени в течение 115—120 с выполнялось маршевым ЖРД и реактивными соплами, которые также обеспечивали стабилизацию блока в ходе пассивного полета продолжительностью около 15 мин. Третья ступень с полезным грузом стабилизировалась вращением со скоростью 120 об/мин, для чего использовалось специальное устройство («стол»). Закрутку блока перед его отделением от второй ступени обеспечивали небольшие РДТТ, ориентированные по касательной к поворотной части стола. Расчетное время работы верхней ступени составляло примерно 40 с. Затем приводились в действие двигатели, снижавшие скорость вращения ступени, и происходило отделение КА. Примечательно, что эксплуатация одной из самых надежных РН началась в мае 1960 г. с аварийного старта — на этапе пассивного полета второй ступени произошел отказ управляющих сопел системы стабилизации. Тем не менее последовавшие за ним успешные полеты новой транспортной системы все больше и больше свидетельствовали о высоком уровне надежности ракет «Дельта» (вторая авария случилась лишь при 24 запуске в 1964 г.). По своим энергетическим и экономическим параметрам ракеты «Дельта» оказались весьма эффективным средством выведения КА гражданского назначения. Поэтому не случайно первый частновладельческий спутник «Телстар-1», разработанный на средства телекоммуникационной компании «American Telephone and Telegraph», был доставлен в космос именно этой РН (лето 1962 г.). Цена, назначенная NASA за выведение этого аппарата массой 77,5 кг на эллиптическую орбиту, составила 2,9 млн долл. (или 13,4 млн долл. по курсу 2000 г.). Первые заказанные NASA двенадцать ракет «Дельта» серии БМ-19были израсходованы в течение двух лет. Осенью 1961 г. компания «Douglas» приступила к разработке усовершенствованной модели семейства. С тех пор работы по модернизации ракет «Дельта» ведутся постоянно. В первое десятилетие новые модификации появлялись практически ежегодно. К настоящему времени общие количество моделей семейства (с учетом созданных по программе EELV) перевалило за 30 наименований. В связи с этим автор счел допустимым представить формализованное описание ракет «Дельта» с указанием основных их отличий от предшествующих изделий. (Благо обстоятельные публикации с подобным изложением материала позволяют это сделать цо большинству ранних моделей семейства.) Новые элементы РН отмечены знаком "+", для блоков, оставшихся без изменений, дана лишь краткая характеристика.
<<<Назад Страница 107 Далее>>>
<<<Назад Страница 108 Далее>>>
«Дельта-В» (DSV-3B), 1962—1964 Количество полетов — 9. Масса полезного груза на переходной орбите — 68 кг. Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 376 кг. 1-я ступень — «Тор» DM-21. 2-я ступень — ЖРД AJ10-118D тягой 3,43 т, работающая на красной дымящей азотной кислоте и НДМГ; изменены габариты ступени — длина ступени увеличена до 5,74 м, диаметр уменьшен до 0,81 м; за счет увеличения объема топливного отсека масса ступени возросла до 2,69 т, а продолжительность работы до 170 с. 3-я ступень — РДТТ X-248-A5DM со следующими характеристиками — длина 1,5 м, диаметр — 0,45 м, масса — 240 кг, тяга — 1,25 т, продолжительность работы — 42 с. Система наведения — радиоинерциальная, серии BTL-600. В феврале 1963 г. ракета «Дельта-В» обеспечила доставку на стационарную орбиту первого космического аппарата — им стал спутник связи «Синком-1».
<<<Назад Страница 108 Далее>>>
<<<Назад Страница 109 Далее>>>
«Дельта-А» (DSV-3A) Годы эксплуатации — 1962. Количество полетов — 2. Масса полезного груза, выводимого на орбиту высотой 360 км, — 317 кг. 1-я ступень— «Тор» DM-21 высотой 18,2 м с силовой установкой МВ-3—2 (маршевый ЖРД LR-79-NA-11 тягой 75— 79 т и два верньерных ЖРД тягой по 0,45 т); новое керосиновое горючее RJ-1; укороченный на 1,67 м верхний переходник с меньшей на 180 кг массой конструкции. 2-я ступень — двигательная установка AJ10-118 тягой 3,4 т и с продолжительностью работы 120 с; ступень оснащена реактивными соплами для ее увода от верхнего разгонного блока. 3-я ступень — твердотопливный двигатель X-248-A5D тягой 1,24 тис продолжительностью работы 38 с. Система наведения: радиоинерциальная, серии BTL-300. Головной обтекатель: на первых моделях семейства применялось два типа обтекателей: узкий, имевший минимальное аэродинамическое сопротивление, и с расширявшейся верхней частью; их показатели: масса — 70 и 87 кг, длина — 3,15 и 2,92 м, диаметр— 0,84 и 1,06 м (в последнем случае максимальный), полезный объем — 0,57 и 1,08 м3.
<<<Назад Страница 109 Далее>>>
<<<Назад Страница 110 Далее>>>
«Дельта-С» И «Дельта-С1» (DSV-3C, DSV-3C1), 1963—1969 Количество полетов — 13. Масса полезного груза на переходной орбите — 82 кг. Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 407 кг. 1-я ступень— «Тор» DM-21. 2-я ступень — двигатель AJ10—118D. + 3-я ступень — двигатель Х-248 (модель С). РДТТ Х-258 тягой 2,8 т (модель С1). Система наведения — радиоинерциальная, серии BTL-600. + Головной обтекатель — модифицированный вариант обтекателя с расширяющейся верхней частью. Вначале 1965г. с помощью РН «Дельта-С» впервые с м. Канаверал на полярную орбиту был доставлен метеорологический спутник «Тирос-9».
<<<Назад Страница 110 Далее>>>
<<<Назад Страница 111 Далее>>>
«Дельта-D» (DSV-3D), 1964—1965 Количество полетов — 2. Масса полезного груза на переходной- орбите — 104 кг. Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 575 кг. + Стартовые ускорители — три ТТУ «Кастор» (ТХ-33—52) тягой 25 т + 1-я ступень — силовая установка МВ-3-3 с маршевым ЖРД LR-79-NA-13 тягой 77 т. 2-я ступень — двигатель AJ10—118D. 3-я ступень — двигатель Х-258. Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600. Модель «Дельта-D» или TAD (Thrust Augmented Delta — «Дельта» с повышенной тягой), совершившая всего два полета, стала промежуточным этапом программы по улучшению энергетических характеристик моделей семейства. Данные работы велись по всем основным компонентам РН. Если модернизация первых ступеней проводилась с учетом опыта ВВС по созданию блоков ТАТ («Тор» с повышенной тягой»), то разработкой верхних ступеней NASA занималось в большей степени самостоятельно.
<<<Назад Страница 111 Далее>>>
<<<Назад Страница 112 Далее>>>
«Дельта-Е» И «Дельта-Е1» (DSV-3E, DSV-3E1), 1965—1971 Количество полетов — 23. Масса полезного груза на переходной орбите — 204 кг. Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 734 кг. Масса полезного груза на полярной орбите высотой 360 км — 553 кг. Стартовые ускорители — три ТТУ «Кастор» (иногда они заменялись ускорителями «Кастор-2» тягой 25 т). 1-я ступень — силовая установка МВ-3-3 тягой 77 т. + 2-я ступень — увеличение диаметра ступени с 0,81 м до 1,39 м, но с некоторым уменьшением длины до 5,43 м. (В результате масса топлива возросла с 2,1 т до 4,75 т, а продолжительность работы до 400 с. Новый маршевый двигатель AJ10-118Е тягой 3,53 т. Этот ЖРД, рассчитанный н$ повторное включение в полете, оснащен соплом со степенью расширения 40:1 прежняя модель имела вдвое меньший показатель.) + 3-я ступень — РДТТ Х-258 (модель Е). Двигатель FW-4 фирмы «United Technology Center» (модель El). Характеристики последнего РДТТ, заимствованного у ВВС, были такие: тяга — 2,47т, масса-— 299кг, высота— 1,57м, диаметр — 0,51 м, время работы — 31 с. Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600. + Головной обтекатель — длина — 5,69 м, диаметр — 1,66 м, полезный объем — 5,43 м3. Ракета «Дельта-Е» стала первой моделью семейства, запущенной с территории Западного полигона (1966 г.; стартовая площадка SLC-2E). При реализации проекта «Дельта-Е» NASA совместно с компанией «Douglas» сумели не только улучшить энергетические характеристики новой РН, но и существенно снизить затраты на ее эксплуатацию. Если для ранних моделей удельная стоимость выведения грузов на орбиту высотой 540 км оценивалась в 11 000 долл./кг, то для новой ракеты этот показатель был снижен вдвое. Тем не менее, согласно официальным сообщениям тех лет, по удельным затратам на запуск семейство «Дельта» уступало более мощным ракетам «Атлас-Цен-тавр» и «Титан-ЗС». Хотя последние РН в коммерческих целях тогда не применялись и их реальные стоимостные показатели не афишировались.
<<<Назад Страница 112 Далее>>>
<<<Назад Страница 113 Далее>>>
«Дельта-G» (DSV-3G), 1966—1967 Количество полетов — 2. Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 592 кг. Эта модель представляла собой двухступенчатый вариант Ракеты «Дельта-Е».
<<<Назад Страница 113 Далее>>>
<<<Назад Страница 114 Далее>>>
«Дельта-J» (DSV-3J), 1968 Количество полетов — 1. Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 818 кг. Данная транспортная системы также являлась модифицированным вариантом ракеты «Дельта-Е», единственным отличием которого была третья ступень. На модели «Дельта-J» устанавливался РДТТ ТЕ-364-3 фирмы «Thiokol» со следующими характеристиками: тяга — 4,54 т, масса — 714 кг, масса топлива — 652 кг, длина — 1,32 м, диаметр — 0,95 м
<<<Назад Страница 114 Далее>>>
<<<Назад Страница 115 Далее>>>
«ДЕЛЬТА-N» (DSV-3N), 1968—1972 Как и ракета «Дельта-D», данная модель создавалась NASA с учетом опыта ВВС по усовершенствованию РН семейства «Тор». Количество полетов — 6. Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 700 кг. Масса полезного груза на полярной орбите высотой 550 км — 472 кг. + Стартовые ускорители — три ТТУ «Кастор-2» (ТХ-354-5) с начальной тягой 15 т. Усредненный показатель тяги за 38 с работы изделия составлял 25 т с максимальным значением 28 т. + 1-я ступень — блок LTT длиной 21,4 м и с постоянным диаметром 2,44 м. 2-я ступень — двигатель AJ10-118E тягой 3,53 т. 3-я ступень — не применялась. Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600. «ДЕЛЬТА-М» (DSV-3M), 1968—1970 Количество полетов — 11. Масса полезного груза на переходной орбите — 356 кг. Стартовые ускорители — три ТТУ «Кастор-2». 1-я ступень — блок LTT. 2-я ступень— двигатель AJ10-118E. + 3-я ступень — двигатель ТЕ-364-3. Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600.
<<<Назад Страница 115 Далее>>>
<<<Назад Страница 116 Далее>>>
«Дельта-L» (DSV-3L), 1969—1972 Количество полетов — 3. Масса полезного груза на переходной орбите — 241 кг. Масса полезного груза на высокоэллиптической орбите — 117 кг. Стартовые ускорители — три ТТУ «Кастор-2». 1-я ступень — блок LTT. 2-я ступень — двигатель AJ10-118E. + 3-я ступень — двигатель FW-4D тягой 2,6 т. Система наведения— радиоинерциальная, BTL-60Q.
<<<Назад Страница 116 Далее>>>
<<<Назад Страница 117 Далее>>>
«Дельта-N6» (DSV-3N6), 1970—1971 В 1968 г. компания «McDonnell Douglas» приступила к изучению возможностей комплектации РН «Дельта» большим числом стартовых ускорителей. Сначала предусматривалось использование шести, а затем и девяти ТТУ. Первый вариант был отработан на двух моделях семейства «Дельта-Ne» и «Дель-та-М6», совершивших в 1970—1971 гг. всего четыре полета. Количество полетов — 3. Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 1,3 т. Масса полезного груза на полярной орбите высотой 360 км — 974 кг. + Стартовые ускорители— шесть ТТУ «Кастор-2» тягой 25 т. (В целях снижения стартовой перегрузки три ТТУ включаются одновременно с маршевым ЖРД первой ступени, а остальные на 31 с полета после прекращения работы первых. Однако их отделение происходит практически одновременно в Т+90 с и Т+95 с. Примечательно отметить, что в составе первой РН «Дельта-Ne» использовалось три ускорителя «Кастор-1» и три «Кастор-2»). 1-я ступень — блок LTT. 2-я ступень — двигатель AJ10-118E. Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600.
<<<Назад Страница 117 Далее>>>
<<<Назад Страница 118 Далее>>>
«Дельта-М6» (DSV-3M6), 1971 Количество полетов — 1. Масса полезного груза на переходной орбите — 453 кг. + Стартовые ускорители — шесть ТТУ «Кастор-2». 1-я ступень — блок LTT. 2-я ступень — двигатель AJ10-118E. 3-я ступень — двигатель ТЕ-364-3. Система наведения — радиоинерциальная, BTL-600.
<<<Назад Страница 118 Далее>>
<<<Назад Страница 119 Далее>>>
«Дельта» серии «100», 1972-1973 Начиная с 1972 г. новым РН семейства «Дельта» стало присваиваться цифровое обозначение, в котором каждая цифра определяла тип соответствующей ступени модели.
Подготовка
к старту ракеты «Дельта» модели 900
Нумерация ракет серии «100» имела следующую расшифровку. Первая цифра указывала количество стартовых ускорителей. Вторая — маршевый ЖРД второй ступени (всегда ставился ноль, соответствующий новому двигателю AJ10-118F), Третья — тип третьей ступени (всегда указывался ноль, так как все модели серии с обозначениями «Дельта-900» и «Дель-та-300» использовались в двухступенчатом варианте). Запуски ракет данной серии производились с Западного полигона. Количество полетов — 5. Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 1,68 т (модель «900»). Масса полезного груза на полярной орбите высотой 360 км — 1,22 т (модель «900»). Масса полезного груза на полярной орбите высотой 1400 км — 340 кг (модель «300»). + Стартовые ускорители — три или девять ТТУ «Кастор-2» тягой 25 т. + 1-я ступень — блок LTT с универсальным хвостовым отсеком, позволяющим варьировать количество ускорителей (3,6 или 9 изделий). (Подобное новшество расширило возможности по выведению с минимальными затратами на доработку РН. Ступень оснащалась модернизированным ЖРД LR-79-NA-13 со следующими характеристиками: тяга — 80 т, давление в камере сгорания — 40 атм, удельный импульс на уровне моря — 252 с, в вакууме — 287 с, степень расширения сопла 8:1, продолжительность работы — 220 с. + 2-я ступень— для ступени фирмой «Aerojet» был подготовлен новый маршевый двигатель AJ10-118F, работающий на азотном тетроксиде и «аэрозине-50». Данный ЖРД представлял собой усовершенствованный вариант установки AJ10-138co ступени «Транстейдж» ракеты «Титан-ЗС» и имел такие характеристики: тяга — 4,3 т, давление в камере сгорания-— 9 атм, степень расширения сопла — 40:1, продолжительность работы 320 с. В результате выполненных доработок общая масса ступени при высоте — 5,18 м и диаметре — 1,52 м составила — 5,72 т . 3-я ступень — не применялась (хотя готовился вариант модели 904 с новым твердотопливным двигателем ТЕ-364-4). + Система наведения — инерциальная система наведения DIGS (Delta Inertial Guidance System) с бесплатформенными измерительными блоками и новым компьютером. Работы по новой системе наведения начались в 1969 г. Инерциальные измерительные блоки создавались компанией «Hamilton Standard» на базе оборудования, применявшегося в лунных кораблях «Аполлон», а БЦВМ фирмы «Teledyne» была аналогична той, которой комплектовался разгонный блок «Центавр-D-IA».
<<<Назад Страница 119 Далее>>>
<<<Назад Страница 120 Далее>>>
«Дельта» серии «1000», 1972—1973 Ракеты «Дельта» серии 1000 обозначались таким образом. Первая цифра (всегда 1) определяла тип первой ступени, вторая — количество ТТУ, третья — схему монтажа второй ступени и габариты головного обтекателя (0 — непосредственно на первой ступени с малым обтекателем; 1 — в переходнике первой ступени под крупногабаритным обтекателем), четвертая — тип третьей ступени (при ее отсутствии ставился ноль). Разработка моделей серии «1000» в значительной степени была инициирована запросами коммерческих заказчиков. В 1968 г. от канадской телекоммуникационной компании «Telesat» NASA получило заказ на выведение двух спутников связи «Аник-А» и «Аник-В» массой по 560 кг. Но для размещения этих КА на ракетах «Дельта» понадобился головной обтекатель с диаметром не менее 1,83 м (стандартный же имел показатель 1,66 м). Первоначально компания «McDonnell Douglas» планировала подготовить обтекатель диаметром 2,1 м. Но в итоге было принято решение о создании изделия диаметром 2,44 м, соответствующего диаметру первой ступени ракет. Причем обтекатель стал монтироваться не на второй ступени (в этом случае потребовались бы значительные доработки последней), а на специальном переходнике, закрепленном непосредственно на первой ступени. В такой конфигурации, неофициально называвшейся «Straight Eight» («Прямая восьмерка» — по постоянному диаметру в 8 футов), РН данной серии использовались в трех из шести осуществленных полетах (модели 1914 и 1913). При остальных запусках применялся прежний головной обтекатель (1604, 1600 и 1900). Количество полетов — 6. Масса полезного груза на переходной орбите — 0,68 т (модель «1904»), 0,63 т (модель «1914»). Масса полезного груза на орбите высотой 360 км — 1,83 т (модель «1900»). Масса полезного груза на полярной орбите высотой 360 км 1,34 т (модель 1900). Стартовые ускорители — шесть или девять ТТУ «Кастор-2». + 1-я ступень — необходимость увеличения массы полезного груза, головного обтекателя и элементов их крепления потребовала улучшения энергетических характеристик ракеты. Это было обеспечено за счет ряда мероприятий, в частности создания новой первой ступени, названной ELTT (Extended Long Tank Thor — «Тор» с длинным топливным отсеком). Этот блок отличался удлиненным на 3 м баковым отсеком, позволившим увеличить запас топлива с 67 т до 80 т. Кроме того, в целях снижения массы конструкции топливных баков и переходника была изменена форма их силового набора; если раньше применялась вафельная конструкция с сеткой типа «квадрат», то теперь в панелях обечаек вытравливались трехугольные ячейки. 2-я ступень — двигатель AJ10-118F тягой 4,3 т. + 3-я ступень — двигатели ТЕ-364-3 (в обозначении модели ставилась 3) или ТЕ-364-4 (в обозначении указывалось 4). Последний РДТТ имел характеристики: тяга — 6,8 т, общая масса— 1,12т, масса топлива— 1,07т, продолжительность работы— 44 с, длина— 1,83 м, диаметр— 0,96 м. От предшествующей модели, имевшей практически сферический корпус, он отличался центральной цилиндрической вставкой длиной 36 см. Система наведения — инерциальная, DIGS. + Головной обтекатель — металлический двухлепестковый обтекатель длиной 7,9 м и диаметром 2,44 м, полезный объем 17 м3.
<<<Назад Страница 120 Далее>>>
<<<Назад Страница 121 Далее>>>
«Дельта» серии 2000, 1974—1981 Принцип высокой надежности и экономичности в наибольшей степени NASA удалось воплотить в ракетах серии 2000. Несмотря на незначительное улучшение энергетических характеристик, по интенсивности эксплуатации они превзошли все предшествующие типы. При индексации моделей в первой и третьей позициях всегда указывались 2 и 1 соответственно, поскольку на ракетах серии применялись новые первая и Вторая ступени; остальные же цифры соответствовали нумерации предшествующей серии. Всего было разработано шесть моделей: «2310», «2313», «2410», «2910», «2913» и «2914» (вкл. 40). Количество полетов — 46. Масса полезного груза на переходной орбите— 0,7 т (модель «2914»). Масса полезного груза на орбите высотой 360 км— 1,9 т (модель «2910»). Масса полезного груза на полярной орбите высотой 360 км— 1,4 т (модель «2910»). Стартовые ускорители — три, четыре или девять ТТУ «Кастор-2». + 1-я ступень — новый маршевый ЖРД RS-27, который представлял собой модернизированный вариант двигателя Н-1 с первой ступени ракет «Сатурн-1» и «Сатурн-IB» (последний в свою очередь проектировался на базе маршевого ЖРД ракеты «Тор»). Основные характеристики двигателя RS-27: тяга — 92,8 т, масса — 1т, удельный импульс — 262 с, продолжительность работы — 242 с, расход окислителя — 245 кг/с, расход керосина (традиционной марки RP-1) — 109 кг/с, высота — 3,6 м, диаметр — 1,7 м. Составным элементом первой ступени стал переходник высотой 4,72 м и массой 444 кг. Помимо узлов крепления второй ступени он оснащался пружинными толкателями для ее отделения. + 2-я ступень — в не меньшей степени подверглась доработкам. Во-первых, была изменена ее силовая схема. Если раньше блок непосредственно устанавливался на первой ступени и был несущим элементом конструкции, то теперь он подвешивался внутри переходника на ферме небольшой силовой секции («мини-юбки») высотой 28 см (такой вариант крепления был испытан на моделях «1914»). Снижение нагрузок позволило облегчить конструкцию ступени, оказавшись от опорной нижней юбки. В результате увеличившегося объема была изменена компоновка всего хвостового отсека, в частности восемь баллонов с азотом для двигателей системы ориентации были заменены одной большой емкостью, а число баллонов с гелием для наддува баков сократилось с трех до двух (после отделения полезного груза остатки последнего компонента стравливаются через специальные сопла для увода отработанной ступени). И, во-вторых, вторая ступень была оснащена новым маршевым ЖРД тягой 4,46 т. После изучения различных изделий NASA, исходя из принципу использования только отработанной техники, выбрало двигатель LMDE («Lunar Module Descent Engine»), применявшийся на посадочной ступени лунного модуля корабля «Аполлон». Несмотря на некоторое несоответствие требованиям по массе и удельному импульсу, выбор полностью себя оправдал — модифицированный фирмой TRW вариант ЖРД с обозначением TR-201 применялся в составе ракет «Дельта» в течение пятнадцати лет. Более того, и спустя тридцать лет после создания этот двигатель по-прежнему рассматривается в качестве возможного варианта комплектации перспективных верхних ступеней и разгонных блоков. Общие характеристики модернизированной второй ступени стали такими: длина — 5,9 м, диаметр — 1,39 м, масса конструкции — 837 кг, масса топлива — 4,58 т, продолжительность работы — 300—335 с. 3-я ступень — РДТТ ТЕ-364-3 (в обозначении модели ставилась 3) или ТЕ-364-4 (в обозначении указывалось 4). Система наведения — DIGS.
<<<Назад Страница 121 Далее>>>
<<<Назад Страница 122 Далее>>>
«Дельта» серии «3000», 1975—1989 После создания ракет «Дельта» серии «2000» NASA отказалось от дальнейшей модернизации семейства, предполагая после начала полетов МТКС «Спейс Шаттл» все свои грузы выводить с ее помощью. Однако быстрое развитие систем космической связи значительно опережало работы по созданию МТКС. В стремлении улучшения характеристик спутников связи, масса и размеры которых все больше и больше увеличивались, их разработчики зачастую выходили за пределы возможностей имевшихся тогда средств выведения. В такой ситуации оказалась фирма «RCA Globecom», в начале 1970-х годов приступившая к проектированию спутников «Satcom» массой 900 кг на переходной орбите, что примерно на 30% превышало грузоподъемность последней модели «Дельт—2914» (применение же более тяжелых и дорогостоящих ракет «Атлас-Центавр» было признано нерентабельным). В 1973 г. для решения возникшей проблемы компании RCA и «McDonnell Douglas» заключили соглашение о совместном Финансировании работ по созданию требуемой РН. Впервые в Истории американской космонавтики новая транспортная система, названная «Дельта—3914», создавалась на средства частновладельческих организаций (и это за десятилетие до при-нятия закона о коммерческих запусках). Для обеспечения требуемой грузоподъемности на модели «3914» было решено использовать более мощные ТТУ «Кас-тор-4» с тягой 38,5 т. В связи с этим для снижения начальных перегрузок было решено старт ракет производить при пяти работающих ускорителях. Поскольку новые блоки имели большие габариты, чем предшествующие образцы (их высота составляла 11,2 м, а диаметр — 1 м), то основные доработки были связаны с модификацией узлов их крепления на РН. Общая стоимость модернизации была оценена в 7,5— 11 млн долл., из которых 3,75 млн долл. сразу же были представлены заказчиком — фирмой RCA. Учитывая важность проекта, ход его выполнения контролировался NASA, и все работы велись в соответствии с применявшимися тогда техническими нормами и стандартами. Административно-управленческие функции NASA оплачивались компанией «McDonnell Douglas». Ракета «Дельта» 3914, первый старт которой (со спутником «Satcom-1») был успешно произведен в коцце 1975 г., оказалась весьма удачной моделью. Это было вынуждено признать и NASA, вскоре согласившись использовать ее в своих программах. В течение последующих пятнадцати лет ракеты серии «3000» являлись основными средствами выведения спутников среднего класса массой до 1,3 т на переходной орбите (значение дано по самой мощной модели серии). Индексация моделей серии «3000» была схожа с обозначением предыдущей. Впервой позиции всегда ставилась 3, означавшая использование первой ступени ELTT с двигателем RS-27 и стартовыми ускорителями «Кастор-4». Вторая — указывала количество ТТУ (при всех полетах использовался комплект из 9 изделий). Третья соответствовала типу ЖРД второй ступени: 1 — двигателю TR-201, 2 — новому двигателю AJ10-118K. Четвертая цифра определяла тип РДТТ третьей ступени: 0 — его отсутствие, 3 — двигатель ТЕ-364-3, 4 — двигатель ТЕ-364-4. На поздних модификациях ракет серии применялся новый твердотопливный разгонный блок РАМ, в этом случае его название непосредственно вносилось в обозначение модели. СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ДЕЛЬТА-3914» Разработчик— «McDonnell Douglas». Период разработки — 1973—1975 гг. Период эксплуатации — 1975—1986 гг. Стоимость запуска — 15 млн долл. (в ценах 1976 г.). Энергетические характеристики — 950 кг (переходная орбита), 2,6 т (круговая орбита высотой. 185 км — для двухступенчатой модели «3910»). Стартовая масса — 193,5 т. Высота — 35,4 м. Диаметр — 2,44 м. Стартовые ускорители Высота — 11,2 м. Диаметр— 1,02 м. Масса— 11т. Двигатель — «Кастор-4» (ТХ-526). Топливо — полибутадиен-акриловая кислота РВАА с 14%-ным содержанием алюминия. Масса топлива — 9,26 т. Давление (среднее) — 38,4 атм. Тяга — 38,5 т (на уровне моря), 43,7 т (в вакууме). Удельный импульс — 228,4 с. Время работы— 54 с. Первая ступень Высота — 22,9 м. Диаметр — 2,44 м. Стартовая масса — 84,85 т. Масса конструкции — 4,08 т. Двигательная установка — RS-27. Топливо — жидкий кислород и керосин. Масса топлива — 79,7 т. Тяга — 93,1 т (при запуске), 97 т (в вакууме). Время работы — 228 с. Втораястудещ» Высота — 5,9 м. Диаметр — 1,39 м. Стартовая масса — 6,1 т. Масса конструкции — 1,1 т. Двигатель — TR-201. Топливо — азотный тетроксид и «Аэрозин-50». Масса топлива — 5,04 т. Тяга в вакууме — 4,6 т. Третья ступень Высота (без переходника полезного груза) — 1,83 м. Диаметр —- 0,96 м. Стартовая масса (без переходника полезного груза) — 1,12 т. Двигатель — ТЕ-М-364-4. Топливо — перхлорат аммония с углеводородным связующим и алюминием. Масса топлива — 964—1039 кг. Тяга в вакууме — 6,8 т (средняя), 8,2 т (максимальная). Время работы — 43,6 с. Частота вращения при стабилизации — 30—100 об/мин. Мощность передатчика телеметрии — 2—8 Вт. Головной обтекатель Высота — 7,93 м. Диаметр — 2,44 м. Масса — 580 кг. Полетное время сброса — 278 с. В 1976 вследствие постоянного роста массы стационарных спутников связи компания «McDonnell Douglas» приступила к разработке новой верхней ступени, которая позволила бы доставлять на переходную орбиту аппараты массой 1,1т (долгие годы применявшиеся РДТТ серии ТЕ-М-364 уже не могли обеспечить подобную грузоподъемность). Но поскольку приближалась эпоха системы «Спейс Шаттл», перед проектантами была поставлена задача совместимости нового разгонного блока не только с ракетами «Дельта», но и с МТКС. Новая верхняя ступень, названная PAM-D (Payload Assist Module-Delta — «Вспомогательный блок для полезных грузов класса «Дельта»), разрабатывалась на базе двигателя ТЕ-М-711 («Стар-48В») тягой 6,7 т и с удельным импульсом 292,1 с. Как и все модели серии «Стар», этот РДТТ имеет практически сферический корпус, выполненный из титанового сплава. Его диаметр составляет 1,24 м, длина — 2,03 м. В качестве топлива используется полибутадиен НТРВ с добавками алюминия. При общей массе двигателя 2,14 т масса топлива может варьироваться в пределах 1,76—2 т для работы в течение 84—87 с. На ракете «Дельта—3910» блок РАМ монтируется вместе со столом закрутки на приборном отсеке второй ступени. Через 50 с после прекращения работы маршевого ЖРД второй ступени подается команда на включение небольших РДТТ, осуществляющих закрутку блока с КАдо скорости 30—110 об/мин. После разрыва пироболтов силовых связей разгонный блок отводится от второй ступени с помощью четырех пружинных толкателей. Запуск маршевого РДТТ производится примерно на 20 мин полета. Для предотвращения нутационных колебаний на активном участке полета и перед отделением КА ступень РАМ оснащается системой их гашения, состоящей из датчика (од-ностепенного гироскопа) и гидразинных ЖРД малой тяги. Увод полезного груза от отработанного блока также обеспечивается пружинной системой — четыре толкателя с усилием по 90 кг сообщают выведенному объекту относительную скорость 0,6—2,4 м/с. Первый полет ракеты «Дельта—3910/РАМ» состоялся в конце 1980 г. Применяемый в составе МТКС «Спейс Шаттл» разгонный блок PAM-D имеет некоторые конструктивные особенности. В частности, из-за габаритных ограничений маршевый РДТТ оснащается укороченным на 20 см соплом. В отсеке полезного груза орбитального корабля блок PAM-D крепится в специальной люльке массой 1,1т. Общая масса сборки этой монтажной конструкции, оснащенной солнцезащитными створками, и верхней ступени с КА составляет 4,56 т. Особенностью развертывания блока PAM-D на борту МТКС является использование электромоторов для его закрутки. При этом предусмотрена тормозная система на случай возникновения нештатной ситуации. После отделения блока с полезным грузом орбитальный корабль должен удалиться на безопасное расстояние, на что отводится примерно 45 мин, после чего подается команда на запуск РДТТ блока. Для обеспечения запусков с борта МТКС более тяжелых аппаратов массой 1,8—1,9 т компания «McDonnell Douglas» разработала усовершенствованный вариант ступени — PAM-D2. В ее составе применялся двигатель «Orap-63D» с максимальной тягой 10,9 т. Основные системы этого блока были заимствованы с базового изделия; практически без изменений осталась и монтажная конструкция, хотя диаметр РДТТ был увеличен до 1,6 м. Общая масса сборки ступени с КА и люльки составила 7,23 т.