Реферати » Реферати з авіації і космонавтики » Корольов С.П.

Корольов С.П.

|
| Стартова маса, т | 283,0 |
| Маса корисного навантаження, кг | до 5400 |
| Маса палива , т | 250 |
| Довжина ракети, м | 31,4 |
| Діаметр ракети, м | 11,2 |
| Тип головної частини | Моноблочная, |
| | ядерна, |
| | отделяемая |

Двухступенчатая ракета Р-7 виконана по "пакетної" схемою. Її перша ступінь представляла собою чотири бічних блоку, кожен довжиною 19 м і найбільшим діаметром 3 м, розташованих симетрично навколо центрального блоку (другий ступінь ракети) і поєднаних з ним верхнім і нижнім поясами силових зв'язків. Конструкція всіх блоків однакова і включала опорний конус, паливні баки, силове кільце, хвостовій відсік і рухову установку.
На кожному блоці першому місці встановлювалися РРД РД-107 конструкції ГДЛ-
ОКБ, керованого академіком В. Глушко, з насосною подачею компонентів палива. Він був виконаний по відкритій схемі і мав шість камер згоряння. Дві з них використовувалися як рульові. ЖРД розвивав тягу 78 т у землі.

Центральний блок ракети складалася з приладового відсіку, баків для окислювача і пального, силового кільця, хвостового відсіку, маршового двигуна і чотирьох рульових агрегатів. На другому щаблі встановлювався РРД
РД-108, аналогічний по конструкції з РД-107, але відрізнявся, переважно, великим числом рульових камер. Він розвивав тягу у землі до 71 т і довше, ніж РРД бічних блоків.

Для всіх двигунів використовувалося двухкомпонентное паливо: окислювач - переохолоджений рідкий кисень, пальне - гас Т-1. Для забезпечення роботи автоматики ракетних двигунів, застосовувалися перекис водню і рідкий азот. Щоб досягти заданої дальності польоту конструктори встановили автоматичну системи регулювання режимів роботи двигунів і систему одночасного випорожнення баків (СОБ), що дозволило скоротити гарантований запас палива. Конструктивно-компоновочная схема
Р-7 забезпечувала запуск всіх двигунів при старті на землі за допомогою спеціальних пирозажигательного пристроїв, встановлених в кожну з 32 камер згоряння.

Маршові РРД ракети мали високі енергетичні і масові характеристики, а також високу надійність. Для свого часу вони були видатним досягненням в галузі ракетного двигунобудування.

Р-7 оснащувалася комбінованою системою управління. Її автономна підсистема забезпечувала кутову стабілізацію і стабілізацію центру мас на активній ділянці траєкторії. Радіотехнічна підсистема здійснювала корекцію бічного руху центру мас наприкінці активної ділянки траєкторії і видачу команди на вимикання двигунів, що підвищувало точність стрільби. Виконавчими органами системи управління були поворотні камери рульових двигунів і повітряні рулі. Для реалізації алгоритмів радиокоррекции були побудовані два пункту управління (основний і дзеркальний), віддалених на 276 км від стартової позиції і на 552 км один від одного.

Ракета несла моноблочну термоядерну головну частину потужністю 3
Мт. Вона кріпилася до приладовому відсіку центрального блоку з допомогою трьох пирозамков. Характеристики ГЧ дозволяли вразити велику майданну мета, за допомогою як повітряного, так і наземного ядерного вибуху.

Ракетний комплекс вийшов громіздким, уразливим і дуже дорогим і складним в експлуатації. До того ж в заправленому стані ракета могла перебувати не більше 30 діб. Для створення і поповнення необхідного запасу кисню для розгорнутих ракет потрібен був цілий завод. Комплекс мав низьку бойову готовність. Недостатньою була і точність стрільби. БРК даного типу не годився для масового розгортання. Всього було побудовано чотири стартових споруди.

12 вересня 1960 на озброєння приймається МБР Р-7А. Вона мала трохи більшу за розмірами другу сходинку, що дозволило збільшити на 500 км дальність стрільби, нову головну частину і спрощену систему радіоуправління. Але помітного поліпшення бойових і експлуатаційних характеристик не вдалося. Дуже швидко стало ясно, що Р-7 і її модифікація не можуть бути поставлені на бойове чергування в масовій кількості. Так все і сталося. До моменту виникнення Карибської кризи РВСП мали кілька десятків таких ракет. До кінця 1968 року обидві ці ракети зняли з озброєння. Але ще раніше МБР Р-7А стала широко використовуватися для запуску космічних апаратів. В історії розвитку радянської космонавтики ця ракета зіграла видатну роль [30].

Міжконтинентальна балістична ракета Р-9А

| Тактико-технічні характеристики |
| Максимальна дальність | 12000 |
| стрільби, км | |
| Стартова маса, т | 80,4 |
| Маса корисного навантаження, кг | до 2095 |
| Маса палива, т | 71,1 |
| Довжина ракети, м | 24,3 |
| Діаметр ракети, м | 2,68 |
| Тип головної частини | Моноблочная, |
| | ядерна |

Р-9А став останньою бойової ракетою, розробленої під безпосереднім керівництвом С.П. Корольова. Конструкторам вимагалося підвищити надійність ракети і, головне, вирішити проблему від якої залежала сама можливість перебування "дев'ятки" на бойовому чергуванні. Йшлося про способи тривалого зберігання великих кількостей рідкого кисню для заправки баків ракет. В результаті була створена система, яка забезпечувала втрати кисню не більше 2-3% на рік.

Двоступінчата ракета Р-9А виконано за схемою "тандем" з послідовним розподілом щаблів. Конструктивною особливістю ракети можна вважати малу довжину другого ступеня. Перша ступінь складалася з відкритої гратчастої ферми, бака окислювача, приладового відсіку, бака пального й хвостового відсіку. Паливні баки за несучої конструкції.

Корпус другого ступеня складалася з конічної і циліндричної частин. Конічну частину корпусу становили перехідник, бак пального і бак окислювача з межбаковой обечайкой. Циліндрична частина утворювала хвостовій відсік, усередині якого розміщувався маршовий двигун другого ступеня. Бак пального було за несучою схемою, а бак окислювача - у формі сфери.

На першій ступені стояв чотирикамерний маршовий РРД РД-111 з хитними камерами згоряння, що розвивав тягу 141 т. На другому щаблі встановили чотирикамерний ЖРД РД-461 конструкції С. Косберга. Він володів рекордним по тому часу питомим імпульсом тяги серед кислородно-гасових двигунів розвивати тягу без неї 31 т. Наддув баків в польоті і робота приводів турбонасосних агрегатів забезпечувалася за допомогою продуктів згоряння основних компонентів палива, що дозволило спростити конструкцію двигунів і зменшити їх масу.

"Дев'ятка" відрізнялася порівняно коротким ділянкою роботи рухової установки першого ступеня, внаслідок чого поділ щаблів відбувалося на висоті, де вплив швидкісного напору на ракету ще значно. На ракеті реалізували гарячий спосіб поділу ступенів, при якому двигун другого ступеня запускався наприкінці етапу роботи маршового РРД першому місці. При цьому гарячі гази спливали через ферменную конструкцію перехідника. Через те, що в момент поділу РРД другого ступеня працював тільки на 50% номінальної тяги і коротка другий ступінь була аеродинамічно нестійка, кермові сопла не могли впоратися з возмущающими моментами. Для усунення цього недоліку конструктори встановили аеродинамічні щитки на поверхні скидного обтічника хвостового відсіку другого ступеня.

З появою систем засічки пусків МБР США, короткий ділянку роботи першого ступеня став гідністю "дев'ятки", оскільки що стартують ракети засекались по потужному смолоскипу від працюючих маршових двигунів.

На ракеті встановлювалася комбінована система управління, що мала інерційну систему і канал радиокоррекции. Її прилади були
"врізані" в обечайку межбакового відсіку. Круговий ймовірне відхилення точки падіння головної частини від точки прицілювання при стрільбі на дальності понад 12000 км становило 1,6 км. З часом від радіотехнічної підсистеми відмовилися, залишивши тільки інерційну підсистему. Система управління дозволяла забезпечити дистанційний контроль параметрів ракети.

Для МБР Р-9А розробили два варіанти моноблочних головних частин. Перша потужністю 4 Мт могла бути доставлена ??на дальність понад
13500 км. Друга потужністю до 6 Мт - на дальність 12500 км. ГЧ кріпилася до перехідника другого ступеня за допомогою двох пирозамков. Її відділення здійснювалося пневмотолкателем після виключення маршового РРД другого ступеня.

В результаті застосування ряду прогресивних технічних рішень, ракета вийшла компактною, що було важливо при розміщенні її в ШПУ. Для швидкого заправлення баків окислювача (бак пального заправлявся після установки ракети в шахту) було розроблено систему швидкісної заправки. Технічна готовність Р-9А становила 10 хвилин. На одній стартовій позиції оборудовалось дві шахтні пускові установки, підземний командний пункт з системами управління ракетами, пункт радіоуправління і технологічне обладнання, необхідне для підтримки запасу рідкого кисню. Старт ракет можна було здійснити лише послідовно, так як радіотехнічна система забезпечувала наведення лише однієї ракети.
Підготовка та проведення пуску ракети Р-9А протікали автоматично, з дистанційним контролем кожної команди.

До того ж ракетні комплекси з Р-9А виявилися досить дорогими в експлуатації, що не могло зашкодити масштабах їх розгортання (всього на бойове чергування поставили 26 одиниць). Р-9А став останньою бойової ракетою в угрупованню РВСП на киснево-керосиновом паливі. Вона складалася на озброєнні до середини 70-х років [31].

Початок космічної ери

Необхідні умови для справжньої роботи з освоєння космосу були створені лише після 1953 року. І вони дали певний ефект. У 1957 році на орбіту навколо Землі було виведено перший штучний супутник Землі. У цьому зв'язку Сергій Павлович віддавав належне ролі Микити Сергійовича Хрущова,
Генеральному секретарю ЦК КПРС. Відзначав його справді державну турботу у справі створення космічної техніки. Хрущов знав навіть деталі справи, знав по іменах конструкторів, учених. Він особисто побував майже на всіх ракетних заводах.

Під час запусків кораблів з людиною на борту він іноді дзвонив безпосередньо на космодром, питав, як іде підготовка, про настрої і самопочутті космонавтів.

Сторінки: 1 2 3 4 5 6 7

енциклопедія  з сиру  аджапсандалі  ананаси  узвар