Схема выведения PH на опорную орбиту

Выведение РН на орбиту

Схема выведения следующая. По команде системы управления PH поворачивается вокруг своей про­дольной оси и совмещает свою проходящую через продольную ось базовую плоскость с плоскостью стрельбы, после чего начинает «отрабатывать» тан­гаж и курс, постепенно отклоняясь от стартовой вертикали.

В память системы управления PH при вводе полетного задания (см. выше) заложена расчетная траектория выведения PH на орбиту и допусти­мые отклонения от нее, заданные в виде виртуальной «трубки», за пределы которой центр тяжести (ц. т.) PH не должен выходить.

Система управления, получая информацию от датчиков перегрузок и от гироскопов, ведет непрерывное счисление истинного положения и параме­тров движения ракеты в «трубке» и выдает корректирующие команды на рулевые машинки, которые отклоняют ЖРД, чем удерживают ц.т. ракеты в «трубке», тем самым направляя ее по расчетной траектории.

Как пример неустойчивого равновесия рассмотрим указку, поставленную на ладонь. Так как ее центр тяжести находится выше точки опоры, она все время норовит упасть набок. И, чтобы удержать ее в вертикальном положе­нии, приходится все время двигать рукой ее «корму», выравнивая наметив­шийся крен. Так и поворотные камеры ЖРД, отклоняясь от оси PH, создают поперечную силу, отодвигающую корму ракеты, не давая PH «упасть».

В случае пересечения центром тяжести ракеты границ «трубки», система управления (СУ) выдает команду на прекращение программы полета и са­моликвидацию (подрыв) PH[1].

Параллельно контролю СУ производится теодолитная (оптическая) съем­ка движения ракеты и слежение за ее полетом радиолокационными средствами системы внешнетраекторных измерений.

По достижении расчетных высоты, скорости[2] и углов тангажа и курса по команде СУ производится «горячее» разделение ускорителя 1-й ступени со 2-й ступенью: за несколько секунд до разделения запускаются ЖРД ускорителя 2-й ступени, после чего подается команда на останов («отсеч­ку») двигателей ускорителя 1-й ступени и подрыв пироболтов разделения. Для ускорения отхода от 2-й ступени ускоритель 1-й ступени тормозится установленными на нем пороховыми двигателями.

Аналогично происходит разделение ускорителя 2-й ступени с 3-й ступенью, только там, опережая останов двигателей ускорителя 2-й ступени и разрыв пироболтов, запускаются «колокольчики» рулевой ДУ ускорителя 3-й ступени, а уже потом, после разделения запускается его маршевый двигатель.

В конце активного участка выведения (это когда работают ЖРД) маршевый двигатель ускорителя 3-й ступени выключается, а работает только рулевой двигатель. Это позволяет обеспечить более точное достижение требуемой конечной скорости выведения.

[1] Имеются также ограничения по углам отклонения продольной оси PH от расчет­ных значений углов ее тангажа и курса.

[2]Текущие корректировки скорости производятся по командам СУ PH посредством изменения тяги двигателей в пределах ±5% от номинала.

В начале работы ускорителя 3-й ступени сбрасываются створки головно­го обтекателя, так как на высотах более 120 километров очень разрежен­ный воздух не может уже повредить КЛА.

При наличии РБ, PH выводит РБ с КЛА на опорную круговую орбиту (Н=200 км, i=51,6°), где Н — высота круговой орбиты, i —угол наклона плоскости орбиты к плоскости экватора (рис. 3.1).

Чтобы понять, много это или мало — высота 200 км, представим себе глобус Земли диаметром 1 м. Зная, что диаметр Земли равен 12756 км и взяв пропорцию, мы получим ошеломляющий результат: это всего-навсе­го 1,6 см от шара 100 см!

Дальнейший перевод КЛА с опорной орбиты на высокие орбиты или на отлетные траектории производит РБ с помощью многократного включения собственного маршевого двигателя.

По трассе выведения PH с полигона Байконур образованы т. н. зоны от­чуждения, где нет жилья и людей, куда падают отделившиеся ускорители ступеней и другие части PH. Так, ускорители 1-х ступеней падают в Казах­стан, в Карагандинскую область.

Ускорители 2-х ступеней и створки ГО попадают в зоны отчуждения в ре­спубликах Алтай, Тува и Хакассия РФ.

Ускорители 3-х ступеней падают в пустынные районы Тихого океана, где нет судоходства, рыбного, китового и других промыслов, причем о запусках PH и опасных зонах заранее предупреждаются все страны мира.

Ниже приведены основные характеристики PH «Протон-К»:

№п/п Характеристика Значение Размерность
1 Габаритные размеры:
— длина без РБ и ГО 42,34 метра
— максимальный диаметр (описанная по «морков- 7,4 метра
кам» ускорителя первой ступени окружность)
2 Масса:
— стартовая масса PH 700 тонн
— масса полезной нагрузки:
• при выведении на орбиту:
низкую околоземную (Н=200 км, i=51,6°) 20…22 тонны
геостационарную (Н=36000 км, i=0±0,25°) ДО 2,6 тонны
переходную (НА=36000 км, Нп=5500 км, i=7°…25°) 3,8…4,8 тонны
• при выведении на отлетные траектории:
к Луне до 6,2 тонны
к Марсу ДО 5,0 тонн
к Венере до 5,4 тонны
3 Объем, предоставляемый для размещения полезной

 

нагрузки (под головным обтекателем)

45…72 м3

 

Летные испытания PH УР-500 (проектный индекс PH «Протон») начались в июле 1965 года запуском двухступенчатого варианта ракеты. Причем сразу, с первого пуска они были совмещены с выведением действующих КЛА (а не габаритно-массовых макетов). Так, при первых трех пусках двухступенчатых ракет были выведены 3 тяжелых (весом 12,2 тонны) научных КЛА «Протон» АН СССР, предназначенных для измерений первичного космического излучения, не искаженного атмосферой Земли. Четвертый запуск КЛА «Протон» весом 17 тонн был произведен в марте 1967 года уже трехступенчатой PH, ракета оконча­тельно была предназначена для выведения только космических объектов и получила название «Протон-К».

Таким образом, PH «Протон» эксплуатируется уже 51 год! С ее помощью в космос кроме КА серии «Протон» выведены еще и КА серий «Космос», «Экран», «Радуга», «Горизонт», аппараты для исследования Луны, Марса и его спутника «Фобос», Венеры, кометы Галлея, ТКС «Алмаз», пилотируемые орбитальные станции ОПС «Алмаз», ДОС «Са­лют» и «Мир», международная космическая станция (МКС), ряд модулей к ним («Квант», «Кристалл», «Спектр», «Природа» и др.) и большое количество иностранных КЛА.

В настоящее время PH «Протон» активно используется в реализации энергоемких отечественных программ («Глонасс», военные группиров­ки КЛА и др.), а также в коммерческой деятельности по выведению спутников иностранного производства.

Следует отметить, что PH «Протон» с и без РБ «Бриз-М» способны доставлять полезный груз непосредственно на геостационарную орбиту с постановкой в заданную точку, что позволяет выводить спутники, не оснащенные апогейным двигательным модулем.

За время эксплуатации ракетами-носителями «Протон-К» и «Протон-М» в космос выведено около 400 КЛА, причем нет в мире ракеты более надежной и экономически привлекательной. Последний 310-й пуск PH «Протон-К» был произведен 30.03.2012 года, после чего изго­товление этой ракеты на РКЗ ГКНПЦ им. М.В. Хруничева было пре­кращено.

В процессе эксплуатации PH «Протон» непрерывно совершенство­валась. В настоящее время на космических трассах работает PH «Протон-М» со значительно лучшими по сравнению с «Протон-К» ха­рактеристиками1. Это удивительный пример долгожительства PH, обусловленного ее удачной конструкцией, не превзойденный никем в мире.

1Так, была усовершенствована СУД; для повышения экологичности было введено дожигание невырабатываемых из баков остатков компонентов топлива (во время падения ускорителей на Землю); были улучшены характеристики ЖРД и грузо­подъемность PH; увеличен объем под головным обтекателем для размещения по­лезной нагрузки; разгонный блок «ДМ» был заменен на РБ «Бриз-М» с лучшими характеристиками и т.д.

Источник: главы из книги В.И. Сидоренко «Введение в авиационную, ракетную и космическую технику».

 

 

 

Leave a reply

You may use these HTML tags and attributes: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <s> <strike> <strong>