Бриз разгонный блок

2017-09-30. Специалисты Космических войск ВКС увели разгонный блок «Бриз-М» на орбиту захоронения.
Специалисты Главного испытательного космического центра (ГИКЦ) имени Г.С. Титова Космических войск Воздушно-космических сил (ВКС) завершили проведение операций по уводу разгонного блока (РБ) «Бриз-М» с целевой орбиты геостационарного телекоммуникационного космического аппарата «АзиаСат-9» (AsiaSat-9) на, так называемую, орбиту захоронения.
Увод РБ «Бриз-М» был осуществлен за счет двух включений двигательной установки с целью придания ему импульсов, необходимых для увода на орбиту высотой более 34 тыс. километров в перигее и свыше 35 тыс. километров в апогее.
Космические войска ВКС средствами наземного автоматизированного комплекса управления космическими аппаратами обеспечили контроль проведения пуска ракеты-носителя тяжелого класса «Протон-М» с телекоммуникационным космическим аппаратом «АзиаСат-9» (AsiaSat-9), которая стартовала с космодрома Байконур в четверг, 28 сентября, в 21 час 52 минуты (мск) и в 07 часов 05 минут (мск) 29 сентября вывела космический аппарат «АзиаСат-9» (AsiaSat-9) на геосинхронную переходную орбиту.
После увода РБ «Бриз-М» на орбиту захоронения специалисты Центра контроля космического пространства Космических войск ВКС внесли информацию о нем в Главный каталог космических объектов российской Системы контроля космического пространства и приступили к анализу и обработке координатной и некоординатной информации о новых космических объектах для принятия их на сопровождение наземными средствами Главного центра разведки космической обстановки Космических войск ВКС. Тэги: 2017-055, Бриз-М

Интересно и познавательно: разгонный блок «Бриз-М»


Хорошая реакция на первый пост о космическом симуляторе Orbiter и, как минимум, двести человек, которые заинтересовались и скачали аддоны к нему, привели меня к идее продолжить цикл постов образовательной и игровой направленности. Также, я хочу облегчить переход от первого поста, в котором всё делает автоматика, не требуя ваших действий, к самостоятельным экспериментам, чтобы не получился анекдот о рисовании совы. Этот пост имеет следующие цели:

  • Рассказать о семействе разгонных блоков «Бриз»
  • Дать представление об основных параметрах орбитального движения: апоцентре, перицентре, наклонении орбиты
  • Дать представление об основах орбитальной механики и запусках на геостационарную орбиту (ГСО)
  • Предоставить простое руководство по освоению ручного выхода на ГСО в симуляторе

Введение

Об этом мало задумываются, но семейство разгонных блоков «Бриз» — «Бриз-М», «Бриз-КМ» — это пример аппарата, разработанного уже после распада СССР. Причин такой разработки было несколько:

  • На основе МБР УР-100 разрабатывалась конверсионная ракета-носитель «Рокот», для которой был бы полезен разгонный блок (РБ).
  • На «Протоне» для выведения на ГСО использовался РБ «ДМ», который использовал «неродную» для «Протона» пару «кислород-керосин», имел время автономного полёта всего 7 часов, да и грузоподъёмность его можно было бы увеличить.

В 1990-1994 годах прошли испытательные пуски и, в мае-июне 2000 года состоялись полёты обеих модификаций «Бриза» — «Бриз-КМ» для «Рокота» и «Бриз-М» для «Протона». Главное различие между ними — наличие дополнительных сбрасываемых топливных баков на «Бризе-М», которые дают бОльший запас характеристической скорости (delta-V) и позволяют выводить более тяжелые спутники. Вот фотография, которая очень хорошо иллюстрирует разницу:

Конструкция

Блоки семейства «Бриз» отличаются очень плотной компоновкой:


Более подробный чертёж
Обратите внимание на технические решения:

  • Двигатель находится внутри «стакана» в баке
  • Внутри баков также находятся баллоны с гелием для наддува
  • Баки горючего и окислителя имеют общую стенку (благодаря использованию пары НДМГ/АТ это не представляет технической сложности), нет увеличения длины блока из-за межбакового отсека
  • Баки являются несущими — нет силовых ферм, которые бы требовали дополнительного веса и увеличивали длину
  • Сбрасываемые баки фактически являются половиной ступени, что, с одной стороны, требует лишнего веса на стенки, с другой — позволяет увеличивать запас характеристической скорости за счет сброса пустых баков.

Плотная компоновка экономит геометрические размеры и вес, но она имеет и свои недостатки. Например, двигатель, который, работая, излучает тепло, находится очень близко к бакам и трубопроводам. И сочетание более высокой (на 1-2 градуса, в пределах спецификации) температуры топлива с более высокой теплонапряженностью работы двигателя в процессе работы (тоже в пределах спецификации) привело к закипанию окислителя, нарушению охлаждения турбины ТНА жидким окислителем и нарушению её работы, что вызвало аварию РБ при выведении спутника «Ямал-402» в декабре 2012 года.
В качестве двигателей РБ используется комбинация из двигателей трех типов: маршевого С5.98 (14Д30) тягой 2 тонны, четырех двигателей коррекции (фактически это двигатели осаждения, ullage motors), которые включаются перед пуском маршевого двигателя для осаждения топлива на дно баков, и двенадцати двигателей ориентации тягой 1,3 кг. Маршевый двигатель имеет весьма высокие параметры (давление в камере сгорания ~100 атм, удельный импульс 328,6 с) несмотря на открытую схему. Его «отцы» стояли на марсианских станциях «Фобос» а «деды» — на посадочных лунных станциях типа «Луна-16». Маршевый двигатель может гарантированно включаться до восьми раз, а срок активного существования блока не меньше суток.
Масса полностью заправленного блока составляет до 22,5 тонн, полезная нагрузка достигает 6 тонн. Но суммарная масса блока после отделения от третьей ступени ракеты-носителя чуть меньше 26 тонн. При выводе на геопереходную орбиту РБ недозаправляется, а полностью заполненный бак для прямого вывода на ГСО выводил максимум 3,7 тонны полезной нагрузки.Тяговооруженность блока получается равной ~0.76. Это недостаток РБ «Бриз», но небольшой. Дело в том, что после отделения РБ+ПН находятся на незамкнутой орбите, что требует импульса на довыведение, а небольшая тяга двигателя приводит к гравитационным потерям. Гравитационные потери составляют примерно 1-2%, что весьма немного. Также, длительные периоды работы двигателя повышают требования к надёжности. С другой стороны, у маршевого двигателя гарантированный срок работы до 3200 секунд (почти час!).

Немного о надежности

Семейство РБ «Бриз» эксплуатируется весьма активно:

  • 4 полёта «Бриз-М» на «Протоне-К»
  • 72 полёта «Бриз-М» на «Протоне-М»
  • 16 полётов «Бриз-КМ» на «Рокоте»

Итого 92 полёта на 16 февраля 2014 года. Из них произошло 5 аварий (частичный успех с «Ямал-402» я записал в аварию) по вине блока «Бриз-М» и 2 по вине «Бриз-КМ» что даёт нам надёжность 92%. Рассмотрим причины аварий более подробно:

  1. 28 февраля 2006, ArabSat 4A — преждевременный останов двигателя из-за посторонней частицы, попавшей в сопло гидротурбины (источник 1, источник 2), единичный производственный дефект.
  2. 15 марта 2008, AMC-14 — преждевременный останов двигателя, разрушение высокотемпературного газопровода (источник), потребовалась его доработка.
  3. 18 августа 2011, Экспресс-АМ4. Необоснованно «заужен» временной интервал подворота гиростабилизированной платформы, неправильная ориентация (источник), ошибка программистов.
  4. 6 августа 2012, Telkom 3, Экспресс-МД2. Останов двигателя из-за засорения магистрали наддува (источник), производственный дефект.
  5. 9 декабря 2012, Ямал-402. Останов двигателя из-за выхода из строя ТНА, сочетание неблагоприятных факторов температурного режима (источник)
  6. 8 октября 2005, «Бриз-КМ», Cryosat, неразделение второй ступени и РБ, нештатная работа ПО (источник), ошибка программистов.
  7. 1 февраля 2011, «Бриз-КМ», Гео-ИК2, нештатный импульс двигателя, предположительно из-за отказа системы управления, из-за отсутствия телеметрии точную причину установить невозможно.

Если проанализировать причины аварий, то с проблемами конструкции и ошибками проектирования связаны только две — прогар газопровода и нарушение охлаждения ТНА. Все прочие аварии, причина которых известна достоверно, связаны с проблемами качества производства и подготовки к пуску. Это неудивительно — космическая отрасль требует очень высокого качества работы, и ошибка даже рядового сотрудника может привести к аварии. Сам по себе «Бриз» не является неудачной конструкцией, однако, стоит отметить отсутствие запаса прочности из-за того, что для обеспечения максимальных характеристик РБ материалы работают близко к границе своей физической прочности.

Полетаем

Пора перейти к практике — отправиться вручную на геостационарную орбиту в Orbiter’е. Для этого нам потребуются:
Релиз Орбитера, если вы его ещё не скачали после прочтения первого поста, .
Аддон «Proton LV»

Немного теории

Из всех параметров орбиты здесь нас будут интересовать три параметра: высота перицентра (для Земли — перигей), высота апоцентра (для Земли — апогей) и наклонение:

  • Высота апоцентра — это высота самой высокой точки орбиты, обозначается как На.
  • Высота перицентра — это высота самой низкой точки орбиты, обозначается как Нп.
  • Наклонение орбиты — это угол между плоскостью орбиты и плоскостью, проходящей через экватор Земли (в нашем случае орбит вокруг Земли), обозначается как i.

Геостационарная орбита — это круговая орбита с высотой перицентра и апоцентра 35 786 км над уровнем моря и наклонением 0 градусов. Соответственно, наша задача разбивается следующие этапы: выйти на низкую околоземную орбиту, поднять апоцентр до 35 700 км, изменить наклонение до 0 градусов, поднять перицентр до 35 700 км. Изменять наклонение орбиты выгоднее в апоцентре, потому что там меньше скорость спутника, а, чем меньше скорость, тем меньшую delta-V надо приложить для её изменения. Одна из хитростей орбитальной механики состоит в том, что иногда выгоднее поднять апоцентр гораздо выше нужного, изменить наклонение там, и позже опустить апоцентр до нужного. Траты на подъем и спуск апоцентра выше нужного + изменение наклонения могут быть меньше, чем изменение наклонения на высоте нужного апоцентра.

План полёта

В сценарии с «Бризом-М» надо вывести «Sirius-4», шведский спутник связи, запущенный в 2007 году. За прошедшие годы его уже успели переименовать, теперь это «Астра-4А». План его выведения был такой:

Понятное дело, что мы, выходя на орбиту вручную, лишаемся точности автоматов, исполняющих расчеты баллистиков, поэтому наши параметры полёта будут с довольно большими ошибками, но это не страшно.

Этап 1. Выход на опорную орбиту

Этап 1 занимает время от запуска программы до выхода на круговую орбиту высотой примерно 170 км и наклонением 51 градус (тяжкое наследие широты Байконура, при пуске с экватора было бы сразу 0 градусов).
Сценарий Proton LV / Proton M / Proton M — Breeze M (Sirius 4)

От загрузки симулятора до отделения РБ от третьей ступени можно любоваться видами — всё делает автоматика. Разве что необходимо переключить фокус камеры на ракету с вида с земли (нажимать F2 до значений слева-сверху absolute direction или global frame).
В процессе выведения рекомендую переключиться на вид «изнутри» по F1, подготовиться к тому, что нас ждет:

Кстати, в Orbiter можно включить паузу по Ctrl-P, это может вам пригодиться.
Немного пояснений о значениях важных для нас показателей:

После отделения третьей ступени мы оказываемся на незамкнутой орбите с угрозой упасть в район Тихого океана, если мы будем действовать медленно или неверно. Для того, чтобы избежать такой печальной участи, нам следует выйти на опорную орбиту, для чего нам следует:

  1. Остановить вращение блока нажатием кнопки Num 5. Т.н. режим KillRot (остановка вращения). После фиксации положения режим автоматически выключается.
  2. Переключить вид назад на вид вперед кнопкой C.
  3. Переключить индикатор лобового стекла в орбитальный режим (Orbit Earth сверху) нажатием кнопки H.
  4. Клавишами Num 2 (поворот вверх), Num 8 (поворот вниз), Num 1 (поворот влево), Num 3 (поворот вправо), Num 4 (крен влево), Num 6 (крен вправо) и Num 5 (остановка вращения) повернуть блок по направлению движения с углом тангажа примерно 22 градуса и зафиксировать положение.
  5. Начать процедуру запуска двигателя (сначала Num +, потом, не отпуская, Ctrl).

Если вы все сделаете правильно, картинка будет примерно такая:

После включения двигателя:

  1. Создать вращение, которое зафиксирует угол тангажа (пара нажатий Num 8 и угол не будет заметно меняться).
  2. В процессе работы двигателя удерживать угол тангажа в диапазоне 25-30 градусов.
  3. Когда значения перицентра и апоцентра будут в районе 160-170 км, выключить двигатель кнопкой Num *.

Если всё прошло хорошо, будет что-то вроде:

Самая нервная часть закончилась, мы на орбите, упасть уже некуда.

Этап 2. Выход на промежуточную орбиту

Из-за низкой тяговооруженности, апоцентр до 35 700 км приходится поднимать в два этапа. Первый этап — это выход на промежуточную орбиту с апоцентром ~5000 км. Специфика проблемы — надо разгоняться так, чтобы апоцентр не оказался в стороне от экватора, т.е. надо разгоняться симметрично относительно экватора. В этом нам поможет проекция схемы выведения на карту Земли:

Картина для запущенного на днях Турксат 4А, но это неважно.

Подготовка к выходу на промежуточную орбиту:

  1. Переключить левый многофункциональный дисплей в режим карты (Левый Shift F1, Левый Shift M).
  2. С помощью ускорения времени (ускорить в 10 раз R, замедлить в 10 раз T) подождать до пролёта над Южной Америкой.
  3. Сориентировать блок в положение по вектору орбитальной скорости (носом по направлению движения). Можно нажать кнопку [ , чтобы это делала автоматика, но здесь это не очень эффективно, лучше вручную.
  4. Придать блоку вращение вниз для сохранения ориентации по вектору орбитальной скорости.

Должно получиться что-то вроде:

В районе широты 27 градусов надо включить двигатель, и, удерживая ориентацию по вектору орбитальной скорости, лететь до достижения апоцентра 5000 км. Можно включать ускорение 10х. По достижении апоцентра 5000 км, выключить двигатель.
Музыка, по-моему, очень подходит к разгону на орбите

Если всё прошло хорошо, то получим что-то типа:

Этап 3. Выход на переходную орбиту

Очень похоже на этап 2:

  1. С помощью ускорения времени (ускорить в 10 раз R, замедлить в 10 раз T, можно спокойно ускорять до 100х, 1000х не советую) подождать до пролёта над Южной Америкой.
  2. Сориентировать блок в положение по вектору орбитальной скорости (носом по направлению движения).
  3. Придать блоку вращение вниз для сохранения ориентации по вектору орбитальной скорости.
  4. В районе широты 27 градусов надо включить двигатель, и, удерживая стабилизацию по вектору орбитальной скорости, лететь до достижения апоцентра 35700 км. Можно включать ускорение 10х.
  5. Когда во внешнем топливном баке кончится топливо, сбросить его нажатием D. Запустить двигатель снова.


Сброс топливного бака, видна работа двигателей осаждения

Результат. Обратите внимание, я поторопился выключить двигатель, апоцентр 34,7 тысячи км. Это не страшно, для чистоты эксперимента оставим так.

Красивый вид

Этап 4. Изменение наклонения орбиты

Если вы всё делали с небольшими ошибками, то апоцентр будет в районе экватора. Порядок действий:

  1. Ускоряя время до 1000х подождать подлёта к экватору.
  2. Сориентировать блок перпендикулярно полёту, вверх, если смотреть с внешней стороны орбиты. Для этого подойдет автоматический режим Nml+, который активируется нажатием кнопки ;(она же ж)
  3. Включить двигатель.
  4. Если после маневра по обнулению наклонения останется топливо, можно потратить его на поднятие перицентра.
  5. После окончания топлива кнопкой J отделить спутник, раскрыть его солнечные панели и антенны Alt-A, Alt-S


Начальная позиция перед маневром

После маневра

Этап 5. Самостоятельное выведение спутника на ГСО

У спутника есть двигатель, с помощью которого можно поднять перицентр. Для этого в районе апоцентра ориентируем спутник по вектору орбитальной скорости и включаем двигатель. Двигатель слабый, надо повторять несколько раз. Если всё будете делать правильно, у спутника ещё останется примерно 20% топлива на коррекцию возмущений орбиты. В реальности, воздействие Луны и других факторов приводит к тому, что орбита спутников искажается, и приходится тратить топливо на поддержание требуемых параметров.

Если у вас всё получилось, картинка будет примерно следующей:

Ну и небольшая иллюстрация того, что спутник на ГСО находится над одним местом Земли:

Схема пуска Турксат 4А, для сравнения

UPD: посоветовавшись с aykSpace, заменил уродливую самодельную кальку с Орбитеровских Prograde/Retrograde на реально существующий термин «по/против вектора орбитальной скорости»
UPD2: Со мной связался специалист по адаптации полезных нагрузок для «Бриза-М» ГКНПЦ им. Хруничева, добавил пару замечаний к статье:

  1. На суборбитальную траекторию (начало этапа 1) в реальности выводится не 28 т, а чуть меньше 26, потому что РБ не заправляют полностью.
  2. Гравитационные потери составляют всего 1-2%

Анализ развития космических разгонных блоков Текст научной статьи по специальности «Общие и комплексные проблемы технических и прикладных наук и отраслей народного хозяйства»

Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки

УДК 629.78

А. С. Суханов Научный руководитель — М. Д. Евтифьев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

АНАЛИЗ РАЗВИТИЯ КОСМИЧЕСКИХ РАЗГОННЫХ БЛОКОВ

По открытым материалам производится анализ развития космических разгонных блоков всех стран и делается вывод об их востребоваемости на современном этапе развития ракетно-космической техники, а также в сравнении показано какие блоки имеют наилучшие характеристики.

В настоящее время с использованием автоматических космических аппаратов (КА) осуществляется решение большого количества задач, что стало возможным в результате развития средств выведения КА. Для того чтобы эти КА выполнили свое целевое назначение их надо вывести на целевые орбиты. Для этого используются ракеты-носители (РН), которые при выведении КА могут работать последовательно и непрерывно и полностью вырабатывать запас компонентов топлива — непосредственное выведение. Однако есть задачи, которые решаются на орбитах, непосредственное выведение на которые невозможно. Кроме этого сегодня наметилась тенденция выведения одной РН сразу нескольких КА, которые имеют разные целевые орбиты. Во многих случаях есть необходимость включения двигателя при движении КА по орбите и обеспечение изменения вектора скорости аппарата. Это могут осуществлять космические разгонные блоки (КРБ). В настоящее время можно констатировать, что существует устойчивая и очень частая необходимость в наличии на ракете-носителе КРБ.

В России созданы и находятся в эксплуатации следующие КРБ: самые лучшие в мире по надежности блоки типа «ДМ» РКК «Энергия» для РН «Протон-М», «Зенит-38Ь, -38ЬБ»; блоки «Бриз-М» и «Бриз-КМ», созданные в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева для РН «Протон-М» и «Рокот» в перспективе у этой орга-

низации еще два кислородно-водородных блока -КВРБ и УКВБ для РН «Ангара»; блоки типа «Фрегат» НПО им. С. А. Лавочкина для РН типа «Союз», и которые в последнее время стали применяться на РН «Зенит» и ориентируются также на РН «Ангара». Для легких РН на российском предприятии ЦКБ «Арсенал» создан и предлагается твердотопливный КРБ «Тор». В России наблюдается конкуренция между КРБ РКК «Энергия», ГКНПЦ им. М.В. Хруничева и НПО им. С. А. Лавочкина за использование их КРБ для выведения коммерческих нагрузок .

В США созданы и используются: в виде второй ступени РН «Атлас-5» кислородно-водородные разгонные блоки «Центавр-ЗВ-SEC» и «Центавр-ЗВ-DEC»; на РН «Дельта-4» применяются КРБ «Дельта-4-2» в двух вариантах по диаметру 4 и 5 м, а также в виде третьей ступени на РН тяжелого класса «Дельта-4Н» твердотопливный разгонный блок PAM-D; для твердотопливных РН легкого класса «Пегас-XL» и «Минотавр-1 и -4» используется жидкостный блок HAPS с повторным запуском; РН легкого класса «Таурус-XL» использует КРБ «Орион-38», этот же блок будет применяться на разрабатываемой РН легкого класса «Минотавр-5»; РН легкого класса «Афи-на-2» и разрабатываемая в настоящее время ракета «Афина-3» используют жидкостный блок О AM .

Год первого успешного пуска

Тенденции развития коэффициента конструктивного совершенства

Секция «Проектирование и производство летательньк аппаратов»

Европейское космическое агентство в настоящее время эксплуатирует КРБ EPS (L-9,7), ESC-A (Н-14,4), EPS-V (L-10) на РН «Ариан-5», а на перспективу ведутся работы по созданию блока ESC-B (Н-21) с более мощным двигателем с повторным включением .

Страны азиатского тихоокеанского региона такие как Китай эксплуатирует Н-18 и L-14 соответственно на третьих ступенях РН типа CZ-3 и CZ-4, Япония Н2А-2 на РН Н-2А и Н-2В, Индия эксплуатирует жидкостные разгонные блоки PS-2 на РН легкого класса PSLV, а на РН среднего класса GSLV кислородно-водородный блок CS-12 (12КРБ), разработанный в России на предприятии ГКНПЦ им. М. В. Хру-ничева, попытка запуска кислородно-водородного КРБ собственной разработки CUS была неудачной и пока находится в процессе доработки. Индийские специалисты очень активно продвигают свои разработки для коммерческих запусков и, в ближайшем будущем, они могут составить конкуренцию российским КРБ .

Из анализа развития КРБ видно, что к КРБ проявляется все больший интерес, как в России так и за рубежом, а в связи с этим имеется потребность в постоянном исследовании развития КРБ всех стран в сравнении, так как в настоящее время это направле-

ние не достаточно полно изучено. Также видно, что российские КРБ сегодня находятся на высоком техническом и технологическом уровнях относительно зарубежных КРБ. Однако продолжающаяся финансовые проблемы в ракетно-космической отрасли России не дает нам гарантии, что это будет продолжаться и далее.

iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.

По выявленным основным тактико-техническим характеристикам КРБ были построены графики, которые четко показывают положение отечественных разработок КРБ в сравнении с зарубежными аналогами. Для примера, на рисунке приведен график тенденции развития коэффициента конструктивного совершенства.

Библиографические ссылки

1. Евтифьев М. Д., Ковригин Л. А., Кольга В. В., Лебедева Л. Н., Филатов В. В. Современные отечественные ракеты-носители. Ракетно-космическая техника : учеб. пособие ; СибГАУ. Красноярск, 2005.

2. Евтифьев М. Д., Ковригин Л. А., Кольга В. В., Лебедева Л. Н., Филатов В. В. Современные ракеты-носители зарубежных стран. Ракетно-космическая техника : учеб. пособие ; СибГАУ. Красноярск, 2010.

© Суханов А. С., Евтифьев М. Д., 2011

УДК 669.713.7

Т. В. Трушкина, Е. В. Вахтеев Научный руководитель — А. Е. Михеев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

КОРРОЗИОННЫЕ ИСПЫТАНИЯ АЛЮМИНИЕВЫХ СПЛАВОВ С МДО-ПОКРЫТИЕМ

Алюминиевые сплавы нашли широкое применение в производстве ракетно-космической техники. Детали из алюминиевых сплавов необходимо защищать от коррозии в агрессивных средах. Метод классического анодирования не полностью обеспечивает защиту. Рассматривается возможность нанесения защитных покрытий микродуговым оксидированием.

Для защиты деталей ЛА из алюминиевых сплавов от коррозионного разрушения применяют различные покрытия. Основным способом нанесения является электрохимический метод формирования покрытия с образованием оксидных пленок толщиной 40-60 мкм, обладающих высокой твердостью, износостойкостью, диэлектрическими свойствами, коррозионной стойкостью . Для некоторых деталей входящих в конструкцию ЛА данная технология не обеспечивает требуемого качества. Например, на деталях ЛА выполненных литьем из сплава АМг-6 наблюдается отслаивание и разрушение покрытия. В ходе проведенных исследований выявили причину отслаивания покрытии. В структуре металла обнаружены интерметалид-ные включения, которые в сплаве, вызывают нарушение сплошности покрытия, снижающие их защитные свойства.

Одним из перспективных методов нанесения защитных покрытий на алюминиевые сплавы является микродуговое оксидирование (МДО). Технология

МДО позволяет формировать на металлах вентильной группы защитные покрытия различного функционального назначения, отличающиеся высокими механическими, электро- и теплофизическими параметрами, коррозионной стойкостью. В отличие от традиционного анодирования, процесс ведут при режимах, соответствующих условиям протекания микроплазменных процессов на обрабатываемой поверхности .

Таким образом, целью исследования является разработка технологии нанесения износостойких и кор-розионностойких покрытий на литые детали в режиме микроплазменного оксидирования, исследование их защитных свойств, сравнение коррозионной стойкости МДО покрытий и оксидных пленок полученных классическим анодированием.

Методика проведения эксперимента заключалась в получении покрытия на образцах из сплава АМг6 методом микродугового оксидирования (МДО) в двух различных электролитах №1 КОН 4г/л №28Ю3 10г/л; № 2 Ма2НР04* 12 Н2О 40г/л, Ма2Б407* 10Н20 30 г/л,

Центавр (разгонный блок)

У этого термина существуют и другие значения, см. Центавр. Разгонный блок «Центавр-2A» в качестве второй ступени ракеты-носителя «Атлас-2».

«Центавр» — разгонный блок, в разных модификациях использовался в составе ракет-носителей лёгкого и тяжёлого классов. Применялся для запуска многих межпланетных станций НАСА и вывода на геостационарную орбиту (ГСО) спутников США различного назначения. Использовался на РН «Титан-4», в настоящее время используется в качестве второй ступени на РН «Атлас-5» и в видоизменённом виде на РН «Дельта-4».

«Центавр» является первым разгонным блоком, который использует криогенные компоненты топлива — жидкий кислород и жидкий водород (LH2/LOX). Стабилизация содержимого баков обеспечивается давлением. В качестве двигателя используется один или два ЖРД RL-10A-4-2 разработки компании Rocketdyne с тягой 10,1 тс (99,2 кН). Система инерциальной навигации (СИН, англ. inertial navigation unit, INU), расположенная на «Центавре», способна обеспечивать управление и навигацию всей ракеты-носителя, то есть у первой ступени может не быть собственной системы управления.

Использование

Перевозка разгонного блока Центавр (РН Атлас-5) к стартовой площадке SLC-41, декабрь 2009 года.

С ракетами семейства «Атлас»

Наиболее известные КА запущенные ракетами «Атлас» за период с 1966 по 1978 год: Программа Сервейер, Маринер-6, Маринер-7, Маринер-9, Маринер-10, Пионер-10, Пионер-11, Пионер-Венера-1, Пионер-Венера-2.

Atlas V

Основная статья: Атлас-5 § Вторая ступень

Диаметр — 3,05 м, высота — 12,68 м, сухая масса — 2243 кг. Топливные баки вмещают до 20 830 кг топлива.
На Центавр может быть установлен один или два жидкостных ракетных двигателя RL-10A-4-2. Тяга одного двигателя в вакууме составляет 99,2 кН, удельный импульс — 451 с. Двигатели способны многократно запускаться в вакууме, суммарное время работы двигателя — до 842 секунд.
С конца 2014 года используется двигатель RL-10C-1, с тягой 106,3 кН и удельным импульсом 448,5 с.
На промежуточных орбитах, для ориентации разгонного блока используется система гидразиновых ракетных двигателей (8 × 40 Н и 4 × 27 Н).
Разгонный блок Центавр имеет наибольшее соотношение массы топлива к общей массе среди современных разгонных блоков, что позволяет выводить бо́льшую полезную нагрузку.

Наиболее известные КА запущенные ракетой «Atlas V»:Новые горизонты, LRO, LCROSS, Юнона, Марсианская научная лаборатория с марсоходом «Кьюрио́сити», MAVEN.

Name Первый запуск Последний запуск Количество запусков Успех Неудача Частичные отказы Примечания
Atlas LV-3C Centaur-A 1962-05-08 1 0 1 0
Atlas LV-3C Centaur-B 1963-11-27 1 1 0 0
Atlas LV-3C Centaur-C 1964-06-30 1965-03-03 3 0 2 1
Atlas LV-3C Centaur-D 1965-08-11 1967-07-14 7 7 0 0
Atlas SLV-3C Centaur-D 1967-09-08 1972-08-21 17 14 3 0
Atlas SLV-3D Centaur-D1A 1973-04-06 1975-05-22 6 5 1 0
Atlas SLV-3D Centaur-D1AR 1975-09-26 1983-05-19 26 24 1 1
Последующие модели ракет Атлас, Центавр в качестве 2-й ступени.
Atlas G 1984-06-09 1989-09-25 7 5 2 0
Atlas I 1990-07-25 1997-04-25 11 8 3 0
Atlas II/IIA/IIAS 1991-12-07 2004-08-31 63 63 0 0
С двигателями РД-180 на первой ступени,Центавр в качестве 2-й ступени.
Atlas III 2000-05-24 2005-02-03 6 6 0 0
Atlas V 2002-08-21 74 73 0 1

С ракетами семейства «Титан»

Titan IIIE — американская ракета-носитель, является модификацией ракеты Titan IIID с установленным разгонным блоком «Центавр». Семь запусков с 1974 по 1977 год. Американские межпланетные зонды: Гелиос-1, Викинг-1, Викинг-2, Гелиос-2, Вояджер-2, Вояджер-1.

Titan IV
В версии Titan-401A — девять запусков с 1994 по 1998 год.
В версии Titan-401B — семь запусков. Первый в 1997 году — Зонд Кассини-Гюйгенс, последний в 2003 году.

Примечания

Центавр (разгонный блок) на Викискладе

Это заготовка статьи о ракетной, ракетно-космической технике или космическом аппарате. Вы можете помочь проекту, дополнив её.

Словари и энциклопедии

Нормативный контроль

LCCN: sh85021840

Американская ракетно-космическая техника
Эксплуатируемые ракеты-носители
Разрабатываемые ракеты-носители
  • Афина
    • Ic
    • IIc
  • SLS
  • New Glenn
  • Vulcan (Vulcan Heavy)
Устаревшие ракеты-носители
Разгонные блоки
Ускорители
* — японские проекты, использующие американские ракеты или ступени; курсив — проекты, отменённые до первого полёта

«Бриз-КМ» используется в качестве третьей ступени ракеты-носителя легкого класса «Рокот». Маршевый двигатель РБ «Бриз» имеет возможность многократного включения, что позволяет реализовать различные схемы выведения космических аппаратов, в том числе групповой запуск космических аппаратов на одну или несколько различных орбит. Аппаратура разгонного блока «Бриз» способна обеспечить высокую точность выведения космических аппаратов на орбиту, необходимую ориентацию полезного груза и, при необходимости, его энергоснабжение в орбитальном полете продолжительностью до 7 часов.
Подготовка РБ 14С45 «Бриз-КМ» представляет собой следующую последовательность операций (при исходном состоянии — РБ прибыл в МИК и находится в вагоне на ложементах в транспортном положении):

  • снятие транспортировочного чехла с РБ, входной контроль;
  • отсоединение от РБ фильтро-осушительного устройства;
  • выгрузка РБ из вагона с кантованием в вертикальное положение и установка на подставку 14С45-9920-0;
  • отправка батарей на зарядно-аккумуляторную станцию (ЗАС). Заряд аккумуляторных батарей РБ. Батареи должны быть заряжены и доставлены на ТК к моменту начала сборки КГЧ. После окончания заряда бортовых батарей на ЗАС до пуска должно пройти не более 30 суток;
  • пневмопроверки РБ, наддув ОПГ (отсек приборный герметичный) до рабочего давления, наддув бака «О» низкого давления до давления заправки. Работы проводятся с использованием двух пневмостендов;
  • замена технических болтов стыка ОП (отсек промежуточный) с ОПГ на пирозамки;
  • перегрузка РБ на поворотный стол рабочего места электрических проверок, сборка схемы и электрические проверки РБ в составе РКН, собранной в электропакет;
  • разборка схемы.

После выполнения вышеприведённых работ, РБ перегружается на транспортный агрегат ТА-68Р в технологическое защитное устройство ТЗУ-68Р, к которому подключаются системы термостатирования и виброизмерений, и транспортируется на заправочно-нейтрализационную станцию (ЗНС). Заправка РБ производится при вертикальном положении РБ в технологическом защитном устройстве ТЗУ-68Р на транспортном агрегате ТА-68Р в следующей последовательности:

  • зарядка шар-баллонов сжатым газом;
  • заправка бака высокого давления (БВДГ) горючим (НДМГ);
  • заправка бака низкого давления (БНДГ) горючим;
  • заправка бака высокого давления (БВДО) окислителем (АТ);
  • заправка бака низкого давления (БНДО) окислителем.

После заправки сжатыми газами и КРТ РБ возвращается на ТК, также с проведением термостатирования и замером виброускорений.

Электрические проверки РБ в составе РКН. Объём работ на месте электрических проверок РБ в составе РКН заключаются в следующем:

  • РБ устанавливается в вертикальном положении на поворотный стол и выставляется относительно оптической оси автоколлиматора;
  • на РБ устанавливаются эквиваленты бортовых батарей, электрозаглушки-имитаторы блока КА, ГО, датчиков температуры ББ1 и ББ2;
  • проводятся автономные проверки контрольно-проверочной аппаратуры (КПА) системы телеметрического контроля (СТК);
  • ТПК 14С80 и РБ 14С45 подключаются к наземной КПА с помощью технологических кабелей (собираются в «электрический пакет»);
  • в приборы системы хранения данных (СХД) наземной аппаратуры система управления (СУ) технического комплекса (ТК) вводится информация для электрических проверок;
  • приборы СХД с записанной информацией устанавливаются в наземную аппаратуру СУ ТК;
  • проводятся автономные испытания 1-го этапа;
  • осуществляется включение, управление, регистрация, обработка и анализ результатов проверок с использованием штатных средств приёма, регистрации и обработки ТМИ;
  • проводятся электрические проверки бортовой аппаратуры РБ и 14С80 в режиме дистанционных периодических проверок (ДПП).

Новостная лента.

# Новостная лента.
1 2017-06-13. 20 лет РН Рокот.
Ракета-носитель «Рокот» 13 июня отмечает своё двадцатилетие. Межконтинентальная баллистическая ракета (МБР) УР-100НУ — боевая «сотка» — серийно выпускавшаяся в Филях, стала служить интересам не только военного, но и гражданского космоса. В 1985 году на ЗИХе (ныне РКЗ в составе Центра Хруничева) было прекращено производство боевых ракет. Тем не менее, УР-100НУ – знаменитые «Стилет» — и по сей день находятся на боевом дежурстве, уже более 35 лет. Часть из них по программе конверсии обрела новую жизнь – стала ракетой космического назначения «Рокот» в соответствии с Распоряжением Правительства №925-р от 13 июня 1997 года.
Новый носитель был создан на базе блока ускорителей первой и второй ступеней снятой с боевого дежурства МБР, путем ее оснащения разгонным блоком новой разработки «Бриз-К», затем – «Бриз-КМ». Конструкторы проделали большую работу по адаптации ракеты под коммерческие спутники иностранного производства, разработаны новые переходная система и головной обтекатель.
Тэги: Рокот, ГКНПЦ им. М.В.Хруничева, Бриз-КМ

Технические характеристики

# Характеристика Значение
1 Масса, кг 6475
2 Состав Моноблок с коническим баковым отсеком и маршевым двигателем, расположенным в нише бака “Г”.
3 Двигательная установка (маршевый) 1xС5.98
4 Двигательная установка (двигатель коррекции) 4×11Д458
5 Двигательная установка (двигатель ориентации и стабилизации) 12×17Д58Э
6 Основные особенности Возможность маневрирования в полете.
7 Заправляемый запас топлива (АТ+НДМГ), кг 5055
8 Число включений маршевого двигателя, раз 8
9 Максимальное время автономного полета, час 7