Системы ракет и космических аппаратов

• Ракетные ступени
• Жидкостные ракетные двигатели
• Твердотопливные ракетные двигатели
• Малогабаритные РДТТ, аккумуляторы давления и газогенераторы
• Бортовые источники мощности
• Спутниковые двигательные установки
• Узлы двигательных установок космических аппаратов
• Спутниковые платформы

 

Ракетные ступени

Первая ступень ракеты-носителя "Зенит-2"

 Ступень включает в себя:

• бак окислителя,
• бак горючего,
• силовое кольцо,
• хвостовой отсек,
• маршевый двигатель,
• пневмогидравлическую систему подачи компонентов топлива

• Оболочка корпуса имеет вафельную конструкцию и выполнена из свариваемого алюминиевого сплава повышенной прочности.
• Во внутренней полости баков расположены устройства для забора компонентов топлива, датчики систем контроля заправки и управления расходованием топлива. Кроме того, в баке окислителя расположены баллоны системы наддува.
• Торможение ступени при ее отделении осуществляется с помощью 4-х РДТТ, установленных на хвостовом отсеке.
• Компоненты топлива:
• горючее  - керосин РГ-1;
  окислитель - жидкий кислород.

  

Максимальная длина, мм	32 940
Максимальный диметр, мм	3 900
Сухой вес конструкции ступени, кгс	27 973
Вес в заправленном состоянии, кгс	354 221
в том числе:
вес окислителя, кгс	236 310
вес горючего, кгс	89 938
Тяга маршевого двигателя (у Земли/в пустоте), тс	740/806
Диапазон изменения тяги на участке плавного дросселирования	до 60%
Управление осуществляется путем качания камер сгорания в тангенциальном направлении на угол, град	± 6

Вторая ступень ракеты-носителя "Зенит-2"   

 Ступень включает в себя:

• приборный отсек,
• бак окислителя,
• бак горючего,
• хвостовой отсек,
• маршевый и рулевой двигатели,
• пневмогидравлическую систему подачи компонентов топлива.

 

• Бак окислителя состоит из цилиндрической обечайки, которая имеет гладкую оболочку, и сферических днищ.
• Бак горючего тороидальной формы, оболочки которого имеют вафельную конструкцию.
• Материалы баков - алюминиевые сплавы.
• Во внутренней полости баков расположены демпфирующие перегородки, устройства для забора компонентов топлива, датчики систем контроля заправки и управления расходованием топлива. Кроме того, в баке окислителя расположены баллоны системы наддува.
• Торможение ступени при ее отделении осуществляется с помощью 4-х РДТТ, установленных на хвостовом отсеке.
• Компоненты топлива:
• горючее  - керосин РГ-1;
  окислитель - жидкий кислород.

 

Сухой вес конструкции ступени, кгс	8 328
Вес в заправленном состоянии, кгс	90 359
в том числе:
вес окислителя, кгс	59 059
вес горючего, кгс	22 972
Тяга маршевого двигателя , тс	85
Тяга рулевого 4-х камерного двигателя, тс	8
Управление осуществляется путем качания камер сгорания в тангенциальном направлении на угол, град	±30

Первая ступень ракеты-носителя “ЭНЕРГИЯ” 
 (модульная часть) 

 Для РН “Энергия” в качестве первой ступени используются четыре блока А, модульная часть (МЧ) которых разрабатывалась ГКБ “Южное”. МЧ разработана на базе первой ступени РН “Зенит-2”, но имеет упрочненный корпус для обеспечения возможности ее использования в пакетной схеме в качестве бокового ускорителя.

Ступень включает в себя:

• бак окислителя,
• бак горючего,
• маршевый двигатель,
• пневмогидравлическую систему подачи компонентов топлива.

• Оболочка корпуса имеет вафельную конструкцию и выполнена из свариваемого алюминиевого сплава повышенной прочности.
• Во внутренней полости баков расположены устройства для забора компонентов топлива, датчики систем контроля заправки и управления расходованием топлива, демпферы для гашения колебаний жидкости радиального типа. Кроме того, в баке окислителя расположены баллоны системы наддува и клапан аварийного слива компонента.
• Управление осуществляется путем синхронного отклонения камер маршевого двигателя относительного собственных точек качания в пределах кругового конуса с углом полураствора вершины, равным 8° 15'.
• Компоненты топлива:
• горючее  - керосин РГ-1;
  окислитель - жидкий кислород.

 

Максимальная длина, мм	32 940
Максимальный диаметр, мм	3 900
Сухой вес конструкции МЧ, кгс	34 000
Вес в заправленном состоянии, кгс	358 000
в том числе:
вес окислителя	235 000
вес горючего	89 000
Тяга маршевого двигателя (у Земли/ в пустоте), тс	740/806

Первая ступень ракеты-носителя “Циклон-3”

Ступень включает в себя:

• бак окислителя,
• бак горючего,
• хвостовой,
• приборный и переходной отсеки,
• аппаратуру систем управления и телеизмерений,
• пневмогидравлическую систему подачи топлива,
• маршевый и рулевой двигатели,
• четыре твердотопливных тормозных пороховых двигателя,
• Компоненты топлива:

                            горючее  - несимметричный диметилгидразин;
                            окислитель - азотный тетраоксид.  

• Топливные баки представляют собой цилиндрические емкости со сферическими днищами и изготавливаются из прессованных химфрезерованных панелей с продольными ребрами, подкрепленные шпангоутами.
• Материалы баков - алюминиевые сплавы.
• Во внутренней полости горючего проходит магистральный трубопровод окислителя, заключенный в тоннельную трубу, и установлены: гасители колебаний топлива, выполненные в виде продольных перегородок, датчики системы контроля уровня топлива , система опорожнения баков, система контроля температур .
• Управление полетом осуществляется путем качания камер сгорания рулевого двигателя на угол, град - ± 41°.
• Торможение ступени при ее отделении осуществляется с помощью 4-х РДТТ, установленных попарно в обтекателях камер сгорания рулевого двигателя.

 

Максимальная длина, мм	18 870
Максимальный диметр, мм	3 000
Сухой вес конструкции ступени, кгс	6 267
Вес в заправленном состоянии, кгс	127 415
в том числе:
вес окислителя, кгс	86 533
вес горючего, кгс	34 591
Тяга маршевого двигателя (у Земли/в пустоте) , тс	241/270
Диапазон регулирования тяги маршевого двигателя, %	+5/-10
Тяга рулевого 4-х камерного двигателя (у Земли/в пустоте), тс	29,1/33,5

 

назад

Жидкостные ракетные двигатели    

Разработано 17 типов жидкостных ракетных двигателей различного назначения:

• маршевые двигатели тягой от 0,5 до 48 тс;
• рулевые двигатели с качающимися камерами сгорания тягой от 4,9 до 29 тс;
• двигатели с различной степенью регулирования тяги;
• двигатели с дожиганием генераторного газа и без дожигания;
• двигатели на низкокипящих и высококипящих компонентах топлива;
• двигатели для первых и верхних ступеней ракет;
• двигатели с многократным включением.

 

Двигатели разработки ГКБЮ характеризуются: 

• высокой степенью надежности, что подтверждено большим числом успешных пусков ракет;
• высокими энергетическими характеристиками;
• высоким техническим уровнем.

    

 

Жидкостный ракетный двигатель RD-8

Двигатель RD-8 предназначен для управления полетом второй ступени РН "Зенит" по всем каналам стабилизации путем качания каждой камеры двигателя в одной плоскости.

Двигатель - четырехкамерный, с дожиганием генераторного газа.

Основные технические данные:

Тяга в пустоте, кгс	8000
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг	342
Компоненты топлива:	жидкий кислород и керосин
Соотношение компонентов топлива:	2,4
Угол отклонения камер, угл. град.	± 33
Гарантированный ресурс работы, с	3300

На базе двигателя RD-8 разрабатывается однокамерный двигатель с качанием камеры в карданном подвесе, с многократным включением, турбонасосной системой подачи топлива с дожиганием генераторного газа.

Характеристики разрабатываемого двигателя:

Тяга в пустоте, кгс	2000
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг	342
Соотношение компонентов топлива:	2,4
Угол отклонения камеры в одной плоскости, угл. град.	5
Количество включений	5
Время работы в полете, с	1100
Масса двигателя, кг	150

Жидкостный ракетный двигатель RD-866

Двигатель RD-866 космического буксира устанавливается в головном отсеке РН и обеспечивает на участке разведения космических аппаратов создание тяги и управляющих усилий, различных по величине и направлению. Включает в себя однокамерный двигатель большой тяги (ЖРДБТ) и 16 двигателей малой тяги (ЖРДМТ). Двигатель многофункциональный, нерегулируемый, без дожигания генераторного газа с многократным включением ЖРДБТ. Камера ЖРДБТ качается в карданном подвесе.

Основные технические данные:

Тяга двигателя, кгс			от минус 94,4 до плюс 513,5
Тяга одного ЖРДМТ, кгс			11,8
Удельный среднеинтегральный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг		-      ЖРДБТ	305,5
		-      ЖРДМТ	245
Компоненты топлива:	-      горючее		диметилгидразин несимметичный
	-      окислитель		тетроксид диазота
Соотношение компонентов топлива			2,03
Угол отклонения камеры ЖРДБТ в одной плоскости, угл.град.			20
Суммарное время работы, с:		-      ЖРДБТ	330
		-      ЖРДМТ	1200
Максимальное количество включений:		-      ЖРДБТ	14
		-      ЖРДМТ	10000

На базе камеры ЖРДБТ разработан универсальный двигатель, в котором по желанию заказчика может быть обеспечен любой уровень тяги от 200 до 600 кгс при многократном включении.

Основные технические данные:

Тяга в пустоте, кгс	200...600;
Удельный импульс тяги в пустоте, не менее, кгс·с/кг	310;
Соотношение компонентов топлива	2,0;
Масса двигателя, кг	23;
Высота двигателя, не более, мм	1000.

назад

Твердотопливные ракетные двигатели

Крупногабаритные маршевые двигатели    

Выполнены, в основном, по идентичной конструктивно - компоновочной схеме: 

• корпус - типа "кокон" из полимерного композиционного материала;
   
• заряд - прочно скрепленный с корпусом, канального горения, из смесевого твердого топлива ;
   
• сопло - центральное, частично утопленное в камеру сгорания .

Варианты сопловых блоков: 

• стационарное сопло, обеспечивающее создание управляющих усилий по всем каналам за счет вдува камерного газа в сверхзвуковую часть;
   
• поворотное управляющее сопло с подвеской на эластичном опорном шарнире, обеспечивающем круговую диаграмму управляющих усилий в каналах тангажа и рыскания;
   
• стационарное сопло с телескопическим раскладываемым насадком раструба .

 
 

рабочий запас топлива, кг	30.103 -50. 103
тяга в пустоте, кН	1 450-3 050
время работы, с	50-80
максимальное управляющее усилие (в % от осевой тяги)	5-12
коэффициент массового совершенства конструкции	0,91-0,93

Специальные управляющие двигатели космических объектов

Особенности конструктивно-компоновочной схемы: 

-  корпус - металлический с разъёмным задним днищем;

-  заряд - частично скрепленный с корпусом, торцевого горения, из смесевого твердого    топлива; 

- сопловой блок - четыре маломоментных вращающихся управляющих сопла.

 

рабочий запас топлива, кг	140...1 080
суммарный импульс тяги в пустоте, кН. с	310...2 440
время работы, с	150...300
максимальное управляющее усилие ( в % от осевой тяги)	45

 

назад

Малогабаритные твердотопливные ракетные двигатели, аккумуляторы давления и газогенераторы

ГКБ "Южное" разработана большая номенклатура специальных малогабаритных твердотопливных двигателей (РДТТ), аккумуляторов давления (ПАД) и газогенераторов (ГГ) для ракет стратегических и космических комплексов.

В их конструкции заложен ряд принципиально новых технических решений.

С их помощью решен широкий круг технических задач:

• - минометный старт ракеты;
• - минометное разделение ступеней ракеты;
• - заклон ракеты при минометном старте;
• - изменение геометрии надувного наконечника головного обтекателя;
• - увеличение высотности сопла маршевого двигателя;
• - отделение и увод с траектории ракеты различных объектов;
• - управление полетом частей ракеты;
• - выброс с ракеты объектов и обеспечение их полета с заданной скоростью;
• - стабилизация объектов вращением.

Номенклатура разработанных РДТТ, ПАД и ГГ

1. По типу топлива:

• - смесевое с температурой горения от 1200 К до 3300 К и содержанием алюминия от 0 до 18 %;
• - баллиститное с температурой горения от 1600 К до 2800 К;
• - специальное низкотемпературное топливо с температурой продуктов газификации 800 К.

2. По массе топливного заряда:

• - от 0,006 до 120 кг.

3. По способу крепления заряда:

• - смесевое топливо
• - вкладной и прочноскрепленный;
• - баллиститное топливо
• - вкладной, вклеенный в теплозащитный стакан.

4. По применяемым материалам корпусов:

• - сталь с прочностью до 1570 МПа;
• - алюминиевый сплав с прочностью до 510 МПа;
• - титановый сплав с прочностью до 1080 МПа.

5. По конструктивным особенностям:

• - классическая схема (прямое сопло);
• - угол наклона оси сопла к оси двигателя от 0 до 2,36 рад;
• - кососрезанное сопло;
• - с клапаном-газораспределителем;
• - односопловой, двухсопловой, четырехсопловой, с рассекателем струи (для ПАД);
• - в форме сегнерова колеса;
• - запуск со стороны сопла;
• - запуск от электрического и механического пиропатронов.

6. По баллистическим характеристикам:

• - суммарный импульс - от 49 до 58860 Н·с; - тяга - от 70 до 166770 Н;
• - время работы - от 0,1 до 60 с.

7. По форме диаграммы изменения тяги (расхода):

• - прямоугольная;
• - дегрессивная;
• - прогрессивная (в 3-20 раз);

- реверс тяги с частотой 15 Гц.

назад

Бортовые источники мощности   

Разработаны несколько типов бортовых источников мощности, предназначенных для питания гидравлической энергией рулевых агрегатов твердотопливных и жидкостных ракетных двигателей. 

В качестве источника энергии в них используются твердое топливо, сжатые и сжиженные газы, а также жидкость (ракетное топливо) высокого давления. 

В качестве рабочей жидкости применяются масло и ракетное топливо.

Применяются турбонасосная система подачи рабочей жидкости и вытеснительная
 

Обеспечиваемый перепад давления на гидроприводах, кгс/см	90 - 170
Давление на входе в насос, кгс/см	2 - 8
Расход рабочей жидкости, л/мин	4 - 100
Время работы, с	75 - 350

Спутниковые двигательные установки 

  Для обеспечения ориентации и коррекции орбит спутников и верхних ступеней ракет разработаны :    

• 10 типов двигательных установок на сжатых газах
• двигательные установки на самовоспламеняющихся компонентах топлива (применены при 117 пусках)
• аммиачные двигательные установки с электротермическими и "холодными" двигателями
• электрореактивные двигательные установки на ксеноне с магнитоплазмодинамическими двигателями
• узлы двигательных установок

Аммиачные двигательные установки   

Технические характеристики:

Рабочее тело		аммиак
Максимальное давление в баках при 50°С, Мпа		2
Номинальная тяга двигателей, Н		0,05; 0,1; 0,15
Отклонение тяги от номинальной величины, %		±8, ±15
Удельный импульс двигательной установки в непрерывном режиме работы в номинальных условиях, м/с:	- для цены тяги 1 Вт/мН (температура паров аммиака 20°С)	1000
	- для цены тяги 6 Вт/мН (температура продуктов разложения аммиака 1100°С, тяга двигателей 0,1Н)	2700
Суммарный импульс тяги, кНс		3 - 300

Электрореактивные двигательные установки   

Технические характеристики:

Рабочее тело	ксенон
Максимальное давление в баллонах при 50°С, МПа	11
Номинальная тяга магнитоплазмодинамических двигателей, Н	0,04
Отклонение тяги от номинальной величины, %	±15
Удельный импульс двигателей в непрерывном режиме работы при номинальных условиях, м/с	15000 - 25000
Цена тяги двигательной установки, Вт/мН	20
Суммарный импульс тяги, кН·с	200 - 1500

Жидкостные реактивные двигательные установки на самовоспламеняющихся компонентах топлива 

Технические характеристики: 

Компоненты топлива:
·  окислитель	четырёхокись азота
·  горючее	несимметричный диметилгидразин
Объем топливных баков с разделительными диафрагмами, л	10 и 60
Вытеснительный газ	гелий, азот
Максимальное давление в баллонах, МПа	23
Номинальное давление топлива перед двигателями, МПа	1,35
Номинальная тяга двигателей, Н	30 и 100
Отклонение тяги от номинальной величины во всех условиях эксплуатации, %	± 25
Удельный импульс тяги двигателей в непрерывном
режиме работы при номинальном давлении
компонентов топлива на входе, м/с	2600
Суммарный импульс тяги, кНс	30-600

  

Отличительные особенности: 

• изготовление камер сгорания жидкостных реактивных двигателей из жаропрочного сплава, обеспечивающего высокую надежность их работы;
• исключение влияния жесткости разделительных диафрагм на давление топлива перед двигателями;
• исключение возможности замерзания окислителя при длительных паузах в работе двигателей за счет установки высокоэкономичной системы термостатирования.

Узлы двигательных установок космических аппаратов   

Газореактивные двигатели малой тяги

Технические характеристики:

Рабочее тело	воздух, азот
Номинальное давление рабочего тела на входе, МПа	0,3
Номинальная тяга, Н	0,1 (0,2)
Удельный импульс на воздухе при 20°С, м/с	710
Продолжительность одного включения, с	0,25-840
Количество включений	700 000
Номинальное напряжение питания постоянного тока, В	28
Потребляемая электрическая мощность при 20°С и номинальном напряжении, Вт	14
Масса, кг	0,16

 

Газореактивный двигатель большой тяги   

Технические характеристики:

Рабочее тело	воздух, азот
Давление рабочего тела на входе, МПа	5,8 - 0,58
Номинальная тяга, Н	5,5 - 8,5
Удельный импульс на воздухе при 20°С, м/с	650
Продолжительность одного включения, с	0,5 - 30
Количество включений	3500
Номинальное напряжение питания постоянного тока, В	28
Потребляемая электрическая мощность при 20°С и номинальном напряжении, Вт	37
Масса, кг	1,55

 

Жидкостные реактивные двигатели на самовоспламеняющихся компонентах топлива

Технические характеристики:

Компоненты топлива:	-   окислитель	четырёхокись азота
	-  горючее	несимметричный диметилгидразин
Номинальное давление компонентов топлива на входе, МПа		1,35
Номинальная тяга, Н		30 (100)
Удельный импульс в непрерывном режиме при номинальном давлении компонентов топлива, м/с		2 100
Продолжительность одного включения, с		0,021-600
Количество включений		50 000 (1 200)
Номинальное напряжение питания постоянного тока, В		28
Потребляемая электрическая мощность при 20° С и номинальном напряжении, Вт		28
Масса, кг		1,3 (1,8)

 

Газореактивные двигательные установки 

Особенности:

• высокая надежность, обусловленная простотой схемных и конструкторских решений;
• возможность улучшения массовых и габаритных характеристик при моноблочном исполнении;
• высокая экономичность за счет уменьшения остаточного давления в баллонах до 0,3 МПа;
• возможность многократного изменения уровня тяги двигателей по радиокомандам с Земли.

Технические характеристики:

Рабочее тело воздух, азот, аргон Объем одного баллона, л 2; 3,5; 11; 25; 35 Максимальное давление газа в баллонах, МПа 23 Номинальное давление газа перед двигателями, МПа 0,3 Номинальная тяга двигателей, Н 0,1 и 0,2 Отклонения тяги от номинальной величины, % 25 Удельный импульс двигателей на воздухе при 20°С, м/с 710 Максимальная частота включений двигателей, Гц 10 Гарантируемое количество включений двигателей 106 Суммарный импульс тяги, Нс 250-7000

Спутниковые платформы   

Космическая платформа "СIЧ-2" 

Платформа предназначена для создания специализированных космических аппаратов дистанционного зондирования поверхности Земли, в том числе получения изображений заданных участков с высоким разрешением (1…2 м).  

Основные характеристики 
    

Масса, кг	600
Срок активного существования	5 лет
Тип орбиты	солнечно-синхронная
Высота орбиты, км	500-650
Точность стабилизации	15 угл.с
Маневренность	0.2 град../с2
Диапазон частот совмещенной командно-телеметрической радиолинии	S
Точность определения положения КА на орбите	50 м

   

Ресурсы, предоставляемые платформой аппаратуре целевого назначения  
  

Масса аппаратуры целевого назначения, кг	300
Энергообеспечение:
среднесуточное, Вт	300
в сеансе, Вт	500
Диапазон частот информационной радиолинии	X
Скорость передачи информации на Землю	256 Мбит/с

Космическая платформа МС-3   

Платформа предназначена для создания специализированных малых спутников для решения широкого круга задач (научные исследования, дистанционное зондирование поверхности Земли, технологические эксперименты). 
  

Основные характеристики 
  

Масса, кг	220
Срок активного существования	3 года
Точность ориентации в орбитальной системе координат(s )	0.5 град.
Угловая скорость стабилизации	0.005 град../с
Диапазон частот совмещенной командно-телеметрической радиолинии	S

  
 
Ресурсы, предоставляемые платформой аппаратуре целевого назначения 
  

Масса аппаратуры целевого назначения, кг	40
Энергообеспечение аппаратуры целевого назначения, Вт	40
Диапазон частот информационной радиолинии	S(X)
Скорость передачи информации на Землю	2.73 Мбит/с (16 Мбит/с)

 На основе платформы МС-3 разрабатываются субспутник электромагнитного мониторинга и субспутник активного мониторинга, применение которых предусмотрено для проведения экспериментальных исследований совместно с КА "Попередження", а также спутник дистанционного зондирования МС-3-ДЗЗ. 

Автоматическая универсальная орбитальная платформа, ориентированная на Солнце   

Платформа предназначена для создания специализированных КА для гелиофизических, геофизических и астрономических исследований на орбитах высотой 500 – 600 км. 
  

Основные характеристики 
  

Масса, кг	1 900
Срок активного существования	1 год
Точность ориентации	1 угл.мин
Угловая скорость стабилизации	0.005 град../с
Диапазон частот совмещенной командно-телеметрической

назад

ОКБ «Южное»