Глава 5

СИСТЕМЫ ЗАПРАВКИ

5.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Системы заправки предназначены для заправки ракетно-ко­смических систем компонентами топлива и сжатыми газами.

Топлива по своим основным физико-химическим свойствам можно разделить на высоко- и низкокипящие, двух- и одноком-понентные.

Высококипящие топлива — это жидкости с температу­рой кипения выше 298К при атмосферном или несколько по-

нышенном давлении в условиях эксплуатации, которые, будучи мпправленными в баки ракет или в хранилища наземных систем, могут длительное время храниться в указанных условиях прак­тически без потерь.

Низкокипящие топлива —это жидкости с темпера­турой кипения ниже 298К в условиях эксплуатации, к которым от­носят и сжиженные газы (жидкие кислород-, фтор, азот, водород и т. д.), имеющие так называемые «криогенные» (ниже 120К) температуры кипения, отчего они сами получили название крио­генных. В обычных условиях эксплуатации криогенные жидко­сти, заправленные в емкости без теплоизоляции, интенсивно ис-нпрмются за счет притока тепла от окружающей среды и требуют применения эффективной теплоизоляции для уменьшения по­терь от испарения.

Двухкомпонентные топлива — это топлива, тепло-дпп энергия которых образуется за счет окисления одного ком­понента (горючего) другим (окислителем) в процессе сгорания ИХ н камере двигателя. Двухкомпонентные жидкие топлива мо­гут быть самовоспламеняющимися (если горение начинается При их смешении) и несамовоспламеняющимися (если для го­рении необходимы дополнительные средства).

Од покомпонентные топлива — это сложные соеди* 9НН1ИМ, способные в определенных условиях разлагаться на бо-др** простые и устойчивые вещества с выделением тепловой энер­гии, (^покомпонентные топлива применяют для вспомогатель­ных целей: двигателей малых тяг (ориентации и стабилизации) Ноумических объектов и верхних ступеней ракет-носителей, для рМКрутки турбин насосных агрегатов ит.д,

137

Показателем эффективности ракетных топлив является удельная тяга — отношение тяги, создаваемой двигателем, к секундному расходу топлива; топливо, имеющее большую теп­лотворную способность и меньшую молекулярную массу про­дуктов сгорания, обладает большей удельной тягой.

Другой важной характеристикой топлива является его плот­ность: чем больше плотность, тем меньше объем, а следова­тельно, и масса баков ракеты. Увеличение плотности заправля­емых жидких компонентов топлива достигается путем их охлаж­дения или введения тяжелой инертной примеси. Впервые этот способ был предложен академиком В. П. Глушко в 1933 г. Среди освоенных топлив двухкомпонентные распространены боль­ше, чем однокомпонентные, что объясняется их более высокой удельной тягой.

Топлива должны обладать высокой удельной тягой, большой плотностью, безопасностью при обращении, возможностью дли­тельного хранения как в наземных, так и в космических усло­виях, низкой стоимостью и т. д.

Ни одно из существующих жидких топлив полностью не удовлетворяет всем перечисленным требованиям, поэтому в каж­дом конкретном случае учитывают те или иные их преимущества й недостатки, что и является одной из причин большого их разнообразия.

В мировой практике из высококипящих окислителей наибо­лее распространены азотная кислота, четырехокись азота и рас­творы азотной кислоты с четырехокисью азота, из низкокипя­щих— жидкий кислород. Ведутся исследования по использова­нию жидких фтора, озоиа и их смесей с кислородом, так как они обладают лучшими окислительными свойствами, чем кис­лород.

Из. высококипящих горючих широко применяют керосин, гидразин и его производные (монометилгидразин и несимметрич­ный диметилгидразин — НДМГ), из низкокипящих — жидкий водород. Гидразин обычно используют в смесях с другими ве­ществами (так, широко распространенное в США горючее «аэрознн-50» состоит по массе из 50°/о гидразина и 50% диметил-гидразина). В настоящее время ведутся исследования по ис­пользованию пентаборана.

Двухкомпонентные топлива (горючее — окислитель) обычно принято характеризовать по окислителям, так как они являются основной частью топлива и их число сравнительно невелико, Так, применяемые в настоящее время топлива с окислителем—" жидким кислородом — обеспечивают наибольшую удельную тягу; с ним используют такие горючие, как керосин, диметил­гидразин, жидкий водород. Топливо «кислород — керосин» наиболее освоено в ракетной технике, недорого в производствен удобно в эксплуатации. Этим и объясняется его применение в первых ступенях американских ракет-носителей «Тор-Дельта»,

138

1|Тор-Л^щена>г-^-тл.а£тКенл:а!вр»г-с.Са^урн-Х», «Сатурн-IB», «G^~ ■fypn-V», а также советских ракет-носителей.. Топливо «кисло­род - НДМГ» обладает наибольшей удельной тягой для жид­костных ракетных двигателей (ЖРД) кислородного класса, ра-ботлющих на высококипящих горючих; оно применяется во вто­ром* ступени советской ракеты-носителя «Космос».

Топливо «кислород — водород» имеет удельную тягу на 30 — 40% нише, чем другие освоенные ракетные топлива, и, кроме Того, является идеальным с точки зрения защиты окружающей фредм, так как продуктами его сгорания являются пары воды. Цтп топливо применено в верхних ступенях таких ракет-носи-Ttviofi, как «Атлас-Кентавр» (третья ступень) и «Оатурн-V» (иторая и третья ступени). При дальнейшем развитии ракетной техники водород может найти применение и в первых ступенях больших ракетно-космических систем.

Топлива на основе азотной кислоты и четырехокиси азота ЙИпчительно уступают по удельной тяге топ ли вам на основе

Кислорода, способны к длительному хранению, продолжитель­ность которого в значительной степени зависит от их коррози­онной активности, но токсичны. С азотной кислотой применяют Тикие горючие, как керосин, НДМГ, гидразин, причем два пос­ледних образуют самовоспламеняющиеся топлива, а с четырех-ONItiMiio азота — «аэрозин-50», диметилгидразин, монометилгид-рм-iim (все самовоспламеняющиеся). Возможность длительного Мрииопии без потерь, большая плотность и самовоспламеняе-Мость объясняют широкое применение этих топлив в двигатель­ных установках многократного действия и в двигателях малых ТЙГ (для стабилизации, ориентации, торможения, взлета с дру-РНХ планет и т. д.), а также в ракетах-носителях, созданных на fll№№ боевых ракет, где основным требованием является обес-JMHlPinie длительного хранения ракеты-носителя в заправленном (ОСТояипи. Например, в двигательных установках космического Корабли «Аполлон» используется топливо на основе четырех-OKJU'ii азота; топливо «азотная кислота — НДМГ» — в последней JTynriin ])акет-носителей «Атлас-Аджена» и «Тор-Аджена», топ-10 «четырехокись азота — аэрозин-50» — для ракеты-носителя

|| качестве однокомпонентных топлив применяют перекись

ДОродп и различных концентрациях, гидразин, НДМГ. Так, в

чмик'ителе «Восток» продукты разложения перекиси водо-

| использовались в качестве рабочего тела для турбонасос-N ЙП)мгатш, в верхней ступени ракеты «Атлас-Кентавр» — щ рйпоты вспомогательной двигательной установки и враще-ЩЩ НрИШмои бустерных топливных насосов.

Н Космических ракетах для отдельных систем используют и UtitwiltUt1 жидкости (кислород, азот, водород и гелий). Элект-|ИМИЧ1ЧЧ<пс процессы между газифицированными кислородом

КвДоролом и топливных элементах системы энергопитания

139

обеспечивают электроэнергией бортовую аппаратуру космичес­кого объекта; кислород и азот в системах жизнеобеспечения кос­мических кораблей компенсируют потери кислорода при дыха­нии и восстанавливают атмосферу корабля при выполнении опе­раций выхода в космос или стыковки с другими объектами; жидкие азот, водород и гелий, а в некоторых случаях и твер­дые водород и азот находят применение для охлаждения при­емников инфракрасного излучения, квантовых усилителей и пр.

Большие преимущества имеет применение криогенных жид­ких компонентов топлива с температурой, пониженной относи­тельно температуры насыщения при атмосферном давлении (так называемые переохлажденные или недогретые жидкости). Та­кое понижение температуры практически возможно в широком диапазоне, вплоть до образования смеси твердой и жидкой фаз (так называемой шуги).

Небольшое переохлаждение заправляемой жидкости позво­ляет значительно уменьшить в процессе заправки парообразо­вание в баках ракеты-носителя и иметь бортовые дренажные клапаны меньшего размера.

Заправка бака глубокопереохлажденной жидкостью увели-. 'чивает время нахождения заправленной ракеты-носителя на старте без потерь, так как переохлажденная жидкость сначала должна прогреться до температуры кипения и лишь затем нач­нет испаряться. Такая жидкость за счет увеличения ее плотно­сти позволяет уменьшить объем и массу баков ракеты и увели­чить сроки бездренажного хранения в космических условиях. При этом максимальный эффект достигается переводом крио­генной жидкости в твердое состояние, хотя криогенные компо­ненты топлива в твердом состоянии практически не применя­ются; Для использования в двигательных установках наиболее удобна глубокопереохлажденная, вплоть до температуры трой­ной точки, жидкость, а также шуга в виде мелкодисперсной те­кучей смеси.

Кроме компонентов жидкого топлива ракетно-космические системы заправляют сжатыми газами, обладающими та­кими свойствами, как простота аккумулирования и способность сохранения энергии в течение длительного времени в сжатом до высокого давления состоянии, безопасность (азота и гелия) для работы в различных средах из-за их инертности. Эти свойства позволяют использовать сжатые газы в качестве источника энергии для бортовой арматуры с пневматическим приводом или рабочего тела в системах наддува баков, различного рода продувок и т. д.

Широкое применение в ракетно-космических системах полу­чили азот и гелий из-за пожаро^зрыво'безопасности по отноше­нию к рабочей среде и отсутствия конденсации при низких тем-

140

Нературах. Наиболее универсален в этом отношении сжатый гелий, затем азот, имеющий ограничение по конденсации при 1ППКИХ температурах.

Сжатый воздух обычно применяют в системах, пожаровзры-побезопасных по отношению к газообразному кислороду.

Сжатыми газами заправляют баллоны (баллонные батареи) соответствующих бортовых пневмосистем. Нередко одна баллон­ная батарея обеспечивает работу нескольких пневмосистем (над­дув бака и продувка различных элементов двигательной уста­новки). После заправки и до пуска РКС происходит постоянная подпитка баллонов и подача газов для работы бортовых пнев­мосистем в предпусковой период; только непосредственно перед пуском бортовые пневмосистемы переходят на питание сжатым газом от бортовых баллонов.

В некоторых случаях для увеличения плотности заправля­емого сжатого гелия и уменьшения массы конструкции пнев'моси-стем баллонные батареи помещают в емкости, залитые криоген­ной жидкостью. Так, в ракете «Атлас-Кентавр» гелий для над-дуна бака горючего и продувки двигательной установки первой ступени находится в баллонной батарее, помещенной в кожух с жидким азотом, который сливается в наземную систему непо­средственно перед пуском ракеты, а в первой ступени ракеты «Сатурн-V» гелий для наддува бака горючего находится в че­тырех баллонах (объемом 0,88 м3 каждый), установленных мнутри кислородного бака.

Бортовые баллоны в зависимости от типа бортовых пневмо­систем заправляют как на заправочной станции, так и на'стар­товой позиции. Перед заправкой сжатых гелия и азота, исполь­зуемых для работы в пожаро- и взрывоопасных средах по отно­шению к воздуху или в рабочих средах с низкой температурой, бортовые баллоны продувают заправляемым газом с целью уда­ления воздуха до допустимых концентраций.

Схемы наземных систем заправки значительно зависят от Конструкции и П!невмогидра:вл(ической схемы ракеты, С точки арсчшя заправки обе системы — бортовая и наземная — это Чисти единой системы, способной нормально функционировать только три условии тесного взаимодействия составляющих ее »Л1»ментав между собой.

В основном конструкцию и пневмогидравлическую схему ба-кон п части заправки определяют физико-химические свойства направляемых компонентов, количество (доза) и способ полу­чении заданной дозы в баке.

На конструкцию баков существенно влияет температура за-Пранляемых компонентов топлива. Так, баки для криогенных Компонентов топлива имеют теплоизоляцию для защиты заправ­ленной жидкости от испарения на стартовой позиции и в кос­мическом пространстве, а также от аэродинамического нагрева HJHi полете через атмосферу.

141

Наличие теплоизоляции у баков, заправленных жидкими! компонентами топлива (переохлажденный кислород, водород и 1 т. п.) с температурой, равной или меньшей температуры конден-1 сации воздуха, предотвращает конденсацию воздуха на стенках! бака и значительно уменьшает испаряемость. 1

Так, для водородных баков американских ракет-носителей! '«Сатурн-1», «Сатурн-V» и «Атлас-Кентавр» применяют пено-1 пластовую изоляцию, продуваемую неконденсируемым газом (ге-Я лием) для предотвращения конденсации воздуха на холодных! стенках баков. Такая продувка увеличивает теплопроводность 1 изоляции, но в космических условиях гелий улетучивается,, и I эффективность изоляции резко возрастает. Отбор гелия на ана-1 лиз после продувки позволяет контролировать герметичность| бака и трубопроводов и принимать необходимые меры по пре-| дотвращению аварийных ситуаций. Таким способом, например, .1 контролируют герметичность водородных баков ракеты «Са- 1 турн-V» во время заправки. |

Водородные и кислородные баки систем жизнеобеспечения и I энергопитания космического корабля «Аполлон» имеют изоля- i цию с несколькими отражательными экранами, помещенными в'| вакуумное пространство между внутренними и наружными степ- J ками баков. Эта изоляция, называемая экранно-вакуумной, на- | иболее эффективна при длительном хранении криогенных жид- .1 костей в наземных и космических условиях, хотя и вызывает | некоторое увеличение массы бака за счет наружной стенки. }

В ракетно-космических системах также применяют много- j слойную экранную изоляцию с наружным мягким гермочехлом, j имеющим незначительную массу. Для защиты изоляции от кон- \ денсации воздуха на холодных стенках и обжатия изоляцион- \ ных экранов (которые делают из тонкой пленки) наружным .; давлением гермочехол в процессе заправки продувают некон­денсируемым газом. После выхода объекта (ступени ракеты) в космос полость гермочехла соединяется путем раскрытия спе­циальных клапанов и мембран с окружающим пространством и изоляция начинает работать как многослойная экранно-ва-куумная.

Баки ракет-носителей для криогенных жидкостей с темпера­турой выше температуры конденсации воздуха обычно не изо­лируют, хотя отдельные участки бака имеют местную изоляцию для предотвращения воздействия низких температур на прибо­ры и элементы двигательных установок. Потери от испарения в баке после заправки компенсируются дополнительной заправ­кой (подпиткой) компонента. Такие баки при заправке покры­ваются слоем инея, образуемого за счет вымерзания влаги ок­ружающего воздуха; слой инея в какой-то степени снижает при­ток тепла, играя роль своеобразной изоляции.

Заправка переохлажденными криогенными жидкостями имеет свои особенности, заключающиеся, во-первых, в уменьшении

142

длнлсния насыщенных паров криогенной жидкости по мере ее охлаждения, а во-вторых, в образовании по высоте бака значи­тельного температурного расслоения заправляемой криогенной Жидкости за счет тепла, аккумулированного конструкцией бака, И :iaправки через заправочный клапан, располагаемый обычно пип:*у бака.. Поэтому во избежание смятия бака из-за создающе­гося в нем разрежения и попадания атмосферного воздуха, спо­собного нарушить состав заправляемой жидкости, баки заправ­ляют с закрытыми дренажно-предохранительными клапанами При постоянном избыточном давлении наддува неконденсируе-Мым газом. Нежелательное для работы двигательной установки температурное расслоение устраняют путем перемешивания жидкости в процессе заправки или после нее. Жидкость пере­манивают пропусканием через нее неконденсируемого сжатого гама (так называемое барботирование) или подачей заправля­емом жидкости сверху через специальный коллектор.

При заправке криогенными жидкостями и в последующий Период до пуска ракеты во всасывающих трубопроводах двига­тельной установки, обычно располагаемой значительно ниже Ямка, за счет притока тепла от окружающей среды возникает опасность прогрева и вскипания жидкости, способная привести К разрушению трубопроводов. Для предотвращения этого приме­няют циркуляционный контур (бак —всасывающий трубопро­вод -трубопровод циркуляции — бак), работающий за счет ес­тественной конвекции, для усиления которой в трубопровод цир­куляции подается газообразный гелий.

При заправке токсичными и самовоспламеняющимися ком­понентами топлива их пары отводят через разъемные дренаж-НМс соединения в специальную наземную нейтрализующую си-СТему, при этом в целях безопасности зоны вывода дренажных Мйгнстралей баков выбирают, как правило, в диаметрально про-ТНИоположных местах. Перед заправкой пожаро- и взрывоопас­ных по отношению к воздуху жидкостей (жидкого водорода) роидушпую среду бака заменяют нейтральной и в процессе |$11рмнки отводят их пары через системы дожигания или разбав-Л1ШИ1 до безопасной концентрации.

Топливные баки ракетно-космических систем в зависимости

§f заправляемой'дозы имеют объем от десятых долей до не-

fkOJitiKiix сотен и тысяч 'кубических метров. Баки малого объема,

pilMt'imcMbie для вспомогательных двигательных установок и

Несчитанные на довольно высокое внутреннее давление, допу-

ММЮт макуумирование их внутренней полости, что позволяет

Применять наиболее простую схему заправки (заправочная ма-

РШ'Трпль бак), называемую бездренажной. В этом случае тех-

ШНПИн манравки состоит в предварительном вакуумировании ,,«|Ий I1 целью удаления из него воздуха и последующем запол-** '"^ИИИ его заданным количеством жидкости. Такая схема заправ-Обмчпи применима для высококипящих компонентов.

При заправке по бездренажной схеме низкокипящих компо^ нентов необходимо предварительно охладить конструкцию бак'а| до температуры заправляемого компонента и поддерживать эту температуру в процессе нахождения РКС на пусковой системе.-Это значительно усложняет конструкцию ракеты и наземного! оборудования, поэтому бездренажная схема заправки криоген-^ ных компонентов, как правило, не применяется.

Большие баки (объемом 5 м3 и более) в целях уменьшения! массы конструкции на вакуумирование не рассчитываются, они могут выдержать лишь небольшое внутреннее избыточное дав-' ление, определяемое в ооноеном требованиями работы двига-1 тельной установки. Такие баки заправляют со сбросом давле­ ния из их газовой подушки через дренажно-предохраяительные клапаны по более сложной схеме заправки (заправочная маги-1; страль — бак — дренажная магистраль). В процессе заполнения;': и слива по этой схеме постоянно контролируется внутреннее давление в газовом объеме (подушке) с помощью датчиков ил'И;;| сигнализаторов; при повышении давления сверх допустимой 'i величины автоматически выдается команда на прекращение $ заправки, которая возобновляется лишь при установлении нор- i малыгого давления. ' .Jj

В большинстве случаев компоненты топлива из баков ели- -~\ вают при закрытом дренажно-предохранительном клапане, что !' обеспечивает необходимую чистоту внутреннего объема баков и, кроме того, ускоряет процесс слива. При этом во избежание смятия бака атмосферным давлением при понижении внутрен- . него давления до определенной величины включается бортовой

наддув и в некоторых случаях открывается дренажно-предохра-нительный клапан.

Герметичность баков ступеней ракет-носителей и космичес­ких объектов, предназначенных для работы в условиях космо-са, обеспечивают использованием арматуры с малыми диаметрами v проходных сечений и применением схем заправки с минималь- ' ньш количеством заправочно-сливных и дренажных магистра­лей. Кроме того, баки ракетно-космических систем тщательно проверяют на герметичность в процессе подготовки на техничес­кой позиции.

При заправке баков большое значение имеет точность запол­нения их до заданного количества (дозирование), так как лиш­няя масса на борту ракеты, особенно в верхних ступенях и на космическом объекте, ведет к уменьшению полезной нагрузки. Необходимую точность обеспечивают выбором режима заправки и способа дозирования.

Заправляемую дозу замеряют средствами наземной запра­вочной системы (так называемое внешнее дозирование), устрой-.' ствами, установленными в баке ракеты (внутреннее дозирова­ние), и комбинацией измерительных средств наземной системы и ракеты,

144

При внешнем дозировании необходимая доза автоматически отмеряется специальным наземным устройством (массовым, или объемным дозатором), входящим в состав системы заправки. Массовый дозатор измеряет непосредственно массу заправляе­мой жидкости, используя высокоточные устройства типа.весов; объемный дозатор замеряет объем дозы или объемный расход с помощью мерных тарировочных емкостей или объемных рас­ходомеров, в качестве которых используются литромеры (счет­чики жидкости), определяющие количество протекающей жид­кости по числу перемещений рабочего органа, и различные устройства (турбинные, дроссельные, ультразвуковые), изме­ряющие скорость движения жидкости в трубопроводе. Кон­тролируя температуру жидкости в дозаторе и зная ее химичес­кий состав, можно установить плотность жидкости в момент заправки и определить массовую дозу.

При дозировании сравнительно небольших количеств (от де­сятков до нескольких сотен килограммов) применяют массовые дозаторы, обеспечивающие большую точность, чем объемные, и не требующие введения температурных поправок для учета изменения плотности жидкости, а также поправок, учитывающих насыщение ее собственными парами.

Увеличение заправляемой дозы приводит к увеличению раз­меров дозаторов, которые по объему становятся соизмеримы с назеМ'Ньши хранилищами, и к усложнению системы заправки. Измерение же большой дозы по частям нецелесообразно, так как возрастает погрешность дозирования. Поэтому для заправки больших количеств жидкости применяют способ внутреннего дозирования, при котором функции дозатора и бака совмещены. Для определения дозы в баке используют или переливное дре­нажное отверстие, или более сложную систему контроля уровня, которые при наличии тарировки бака позволяют определить объем заправленной жидкости, фиксируя одно или несколько определенных (дискретных) положений уровня или непрерывно измеряя его в процессе заполнения бака. В настоящее время широко распространены емкостные, индуктивные, манометриче­ские и ультразвуковые системы контроля уровня, для которых точность измерения объема заправляемого* компонента зависит от точности установки чувствительных элементов и от расхода заправки в момент окончания дозирования, выбираемого таким образом, чтобы за время закрытия отсечного клапана по сиг­налу от системы контроля уровня погрешность по количеству заправленного компонента не превышала допустимую.

В некоторых случаях применяют комбинированное дозирова­ние, заключающееся в заправке бака до определенного уровня, измеряемого средствами ракеты, с последующим сливом точно отмеряемой лишней дозы в массовый дозатор. Этот способ поз­воляет не перенастраивать систему контроля уровня в баках для различных программ полета.

Н5

5.2. НАЗЕМНЫЕ СИСТЕМЫ ЗАПРАВКИ

Ракетно-космические системы заправляют жидкими компо­нентами с помощью соответствующих систем космодрома, со­ставляющих значительную часть наземного оборудования и играющих важную роль в процессе предстартовой подготовки. Достаточно сказать, что масса заправляемых компонентов состав­ляет до 90% стартовой массы современных ракет-носителей, ис­пользующих ЖРД. Системы заправки в большой степени опре­деляют структуру космодрома и существенно влияют на исход самого космического эксперимента. Возможны два варианта за­правки ракетно-космических систем:

заправка РКС всеми компонентами топлива на стартовой ■

позиции после установки на пусковую систему;

заправка баков космического объекта высококипящими ком­понентами на заправочной станции технической позиции, а ба­ков ракеты-носителя (и дополнительно космического объекта, если там применяются криогенные жидкости)—на стартовой позиции.

Первый вариант обеспечивает большую безопасность работ с ракетно-космической системой на технической позиции, но ус­ложняет технологию ее подготовки на старте, и увеличивает число пневмогидравлических связей «земля — борт». Второй ва­риант позволяет на стартовой позиции уменьшить количество заправочных систем и число связей «земля — борт», а также сократить по времени технологический график предстартовой подготовки ракеты, - но требует проведения ряда мероприятий, направленных на обеспечение необходимых температурных ре­жимов и безопасности при транспортировке заправленного

объекта и во время длительного пребывания на стартовой позиции.

Классификация наземных систем заправки приведена на

рис. 5.1.

\ Количество систем заправки зависит, как правило, от числа заправляемых в космическую ракету компонентов топлива, хо­тя для заправки одинаковыми компонентами существенно раз­личных между собой бортовых систем применяют разные запра­вочные средства. Так, ступени ракеты-носителя «Сатурн-V» и баки системы энергопитания космического корабля «Аполлон» заправляют водородом из разных наземных систем. V

Системы заправки космодрома различают по заправляемым компонентам, величинам доз, числу заправляемых баков, спо­ собу подачи, особенностям принципиальной схемы и конструк­ ции оборудования. Основу всех систем, несмотря на указанные различия, составляет общая принципиальная схема: хранилище со средствами подачи компонента — трубопроводы с армату­ рой — потребитель (баки ракеты-носителя или космического объекта). .. ~ ..

4-_.ni |-г

146.

Рис. 5.1. Классификация наземных систем заправки

Хранилище предназначено для хранения компонента и со- ■ стоит из одной или нескольких емкостей. Ёмкость обычно имеет несколько выводов для подсоединения к трубопроводам заливки из передвижных транспортных средств, выдачи компонента в заправочные магистрали, дренажа газа из подушки емкости, подачи газа на наддув емкости и т. д. Для упрощения конструк­ции и схемы по возможности уменьшают количество выводов, объединяя некоторые из них. Для поддержания определенного состава (кондиции) хранимой жидкости применяют хранение под избыточным давлением, герметичные соединения и отсечную арматуру, химический анализ, периодический слив жидкости, очистку внутренних объемов и т. д. Для каждого компонента разрабатывают свою методику проведения химического анализа с целью обнаружения микропримесей, включая определение тех­нологии отбора пробы.

Высококипящие жидкости хранятся без потерь, криогенные жидкости — с небольшими потерями за счет применения высоко­эффективной теплоизоляции или без потерь с использованием установок для обратной конденсации паров.

Хранилища заполняют из передвижных транспортных средств, доставляющих жидкости с топливных складов космодрома или непосредственно с заводов по их производству. Объем хранили­ща обычно рассчитывают на обеспечение всех потребностей в данном компоненте в процессе выполнения технологического цикла подготовки РКС к пуску с учетом одно- или двукратного повторения пуска в случае его отмены и переноса на ближай­шее время. При расчете учитывают возможные безвозвратные потери (дренаж, испарение и т. д.), остатки незабора в емко­стях хранилища и баках ракеты-носителя, количество компо­нента, идущего на заполнение трубопроводов системы заправки, а также возможное увеличение заправляемой дозы для различ­ных модификаций ракеты-носителя.

В системах заиранки наиболее распространены два способа подачи компонентов: вытеонителыный и насосный.

Первый способ обеспечивает заданные напор и расход путем создания в емкости давления наддува, а второй —работой на­сосного агрегата.

Применение вытеснительного способа подачи ограничено до­пустимыми давлениями в емкостях, так как достижение требуе-• мых прочностных характеристик (особенно для емкостей боль­шого объема) приводит к значительному увеличению массы и усложнению конструкции.

Насосный способ подачи практически обеспечивает любые напоры и расходы, хотя и требует сплошного, без пузырей по­тока жидкости для устойчивой работы насосного агрегата. Пу­зыри, образующиеся в зоне низкого давления (так называемое явление кавитации) и заполненные парами жидкости, могут привести к срыву работы насосного агрегата. Во избежание

148

»того повышают полное давление на входе в насосный агрегат

путем наддува емкости. В этом случае получают сочетание вы-теснительного и насосного способов подачи, т. е. комбинирован­ный способ подачи компонентов топлива.

Расход топлива определяет время заправки. Для современ­ных ракетно-космических систем обеспечение больших расходов \\с вызывает принципиальных трудностей. Учитывая свойство иысококипящих жидкостей храниться практически без потерь, их заправляют-заблаговременно, за несколько дней до пуска. При этом заправку ведут в двухступенчатом режиме: основной расход (до 90—95% заданной дозы) и малый расход (до задан­ной дозы). В отличие от высококипящих жидкостей для умень­шения времени воздействия низких температур на элементы РКС и потерь от испарения быстроиспаряющиеся (криогенные) жидкости заправляют за несколько часов до пуска. При этом для обеспечения требований, связанных с особенностями конст­рукции ракеты, и большей точности дозирования применяют многоступенчатый режим заправки.ч\Гак, заправку кислородом ступени S-I ракеты-носителя «Сатурн-V» ведут в следующем ре­жиме: 1135 л/мин — для охлаждения бака; 5680 л/мин (до 5% заправляемой Массы)—для исключения больших нагрузок на элементы конструкции ракеты в начале заправки; 37 850 л/мша (до 95% заправляемой массы) —основная скоростная заправка; 5()80 л/мин — до сигнала датчика уровня на прекращение дози­рования. После этого ведут подпитку с расходом 1890 л/мин для компенсации потерь на испарение.

Одновременная подача окислителя, и горючего позволяет сократить время заправки РКС. Но на практике, особенно при использовании самовоспламеняющихся и пожаровзрывоопасных компонентов, РКС заправляют последовательно, а в некоторых

случаях и поблочно.

Заправляемый компонент подается из хранилища и поступает п баки ракеты по магистралям, состоящим из трубопроводов и арматуры для жидкости и ее паров. Схему магистралей си­стемы заправки, связывающих хранилище и потребитель, опре­деляют главным образом принципиальная пневмогидравличес-кпя схема бака ракеты и требования по обеспечению режимов расхода. Для жидких компонентов она может быть одно-и двух­проводной.

Однопроводная схема обеспечивает заправку, слив, а для криогенных компонентов и дозаправку по одной заправочной мигистрали, имеющей ответвления по количеству заправляемых Пиков. Эта схема заправки получила наибольшее распростра­нение.

Двухпроводная схема обеспечивает циркуляцию заправляе­мой жидкости в баке в случае термостатирования способом од­новременной подачи и слива. Она включает магистрали подачи И слива, подсоединенные к соответствующим магистралям бака

и хранилища наземной системы. Заправочная магистраль coij стоит из одного ^ли нескольких трубопроводов, если кЗнструкя тивно невыгодно иметь один трубопровод большого диаметра. I

Заправочная арматура — это устройства, обеспечивающие заданный расход компонента, регулирование расхода и прекра-| щение подачи. К ней относят клапаны, вентили, регуляторы,! дроссели и т. п. Клапаны обеспечивают герметичное (или с за-| данной степенью герметичности) разделение двух участков тру^| бопровода и по функциональному признаку делятся на запор-1 ные (отсечные) для прекращения подачи и дискретного регули-| рования расхода; дренажные для сброса газа, жидкости или! смеси жидкости и пара из отдельных участков трубопроводов и| емкостей; предохранительные для автоматического сброса пре-| вышающего давления и обратные для автоматического пропус-1 кания жидкости или газа только в одном направлении. |

Запорные и дренажные клапаны управляются дистанционно! с помощью различных приводов (пневматических, электричес-1 ких, электромеханических). Вентили предназначены для пол- | ного перекрытия трубопроводов и представляют собой устрой-| ства с. ручным приводом. Дроссели служат для регулирования | степени перекрытия трубопровода и бывают с ручным или элек- ] тромеханическим приводом, управляемым дистанционно. 1

В некоторых случаях для обеспечения полного разделения 'i одного объема от другого в емкостях или трубопроводах при- ;] меняют мембранные узлы, в которых герметизирующая мембра- ;\ на прорывается автоматически при заданном перепаде давления ; или принудительно с помощью пневматического привода. ;

Запорные и дренажные клапаны, вентили и дроссели могут * иметь сигнализаторы крайних (ОТКРЫТО — ЗАКРЫТО) и про­ межуточных положений, обеспечивающие дистанционный конт- ; роль их работы. :

В системах заправки также применяют различного рода ав- ; томатически действующие регуляторы (например, жидкостный, .; который обеспечивает изменение расхода жидкости в зависи­мости от изменения давления в газовой подушке заправляемой ; емкости).

Для предотвращения попадания механических примесей в заправляемые баки служат фильтры. Жидкость или газ очи­щают от примесей ка.к путем пропускания их через пористые или сетчатые материалы фильтрующих элементов, так и за счет центробежного эффекта. Способ очистки зависит от конкретных условий работы систем заправки. - Все операции, выполняемые с помощью систем заправки в процессе предпусковой подготовки, можно разделить на подгото­вительные, основные, заключительные, послепуетавые и вспо­могательные.

Подготовительные операции включают проверку оборудова­ния систем на функционирование; доведение хранимого компо-

150

■Цента до необходимых параметров (по количеству, температуре, ■ Динлению); взятие проб на химический анализ; подсоединение I (пристыковку) трубопроводов заправки, слива и дренажа к со-I Отнггствующим клапанам или фланцам бортовых разъемных со-f идппений ракеты с последующей проверкой стыков на герметич-: шить; приведение всех управляемых элементов системы в исход-: line положение и т. д.

I Основные операции содержат подготовку внутренних полос-I ivfi баков ракеты (например, замену воздушной атмосферы на г щчЧтральную для пожаро- и взрывоопасных по отношению к I и* п духу компонентов), заполнение компонентами трубопроводов апиравки, заправку баков, подпитку, термостатирование топли-ttn, слив компонентов из баков в случае отмены пуска.

Заключительные операции включают корректировку уровня, (доведение до заданной дозы), освобождение бортовых и назем-. пых заправочных магистралей от жидкости и газа (дренаж ма­гистралей), отсоединение (отстыковку) от ракеты-носителя за­правочных и дренажных магистралей и т. д.

Послепусковые операции — это освобождение заправочно-слмвных магистралей от остатков заправляемого компонента, мм мена узлов разового действия, перевод системы на режим хра­нения.

Вспомогательные операции состоят из заправки хранилищ Компонентами из транспортных средств, технического обслужи-.

илиия оборудования и т. п.

Участие управляемых элементов систем заправки в процес­са выполнения операций различно (от 50 до 100% от общего числа), поэтому для крупных и сложных по составу систем за­правки применяют автоматические и полуавтоматические си­стемы управления технологическими операциями.

Автоматические системы'управления обеспечивают управле­ние элементами системы и контроль за их работой в автомати­ческом режиме, а полуавтоматические системы управления — только часть технологических операций в автоматическом ре­жиме.

Кроме того, эти системы обеспечивают возможность дистан­ционного управления любым элементом в процессе проведения операций.

Работу систем заправки и их элементов контролируют по лвгораиию ламп и транспарантов пультов управления за-up явкой.

При выполнении технологических операций кроме информа­ции о порядке срабатывания элементов системы управления Нмдо знать и контролировать основные параметры систем заправ­ки (давление, температуру, количество компонентов в хранили­щах и баках ракеты, давление, температуру и расход компо-HtMitou в магистралях и средствах додачи). Контроль этих пара-

151

метров обеспечивают соответствующие измерительные средства! с выводом показаний на вторичные приборы с визуальной шка-| лой. Получаемая информация позволяет оценивать состояние! системы заправки в любой момент ее работы. J

Оборудование систем заправки в основном размещено, в xpa-j нилищах, состоящих из емкостей, средств подачи и другого обо-| рудования, обеспечивающего хранение и подготовку компонент тов к заправке: по трассам прокладки магистральных трубопро-| водов (заправочно-сливных и дренажных); на агрегатах обслу-:| живания — кабель-заправочных башнях (мачтах), башнях иЙ фермах обслуживания, обеспечивающих подвод наземных маги-^ стралей к разъемным соединениям ракеты.

На стартовой позиции (комплексе) оборудование систем за--; правки обычно защищено от разрушительного воздействия удар-; ной волны при возможном взрыве РКС железобетонными ароч-;) ными обвалованными грунтом сооружениями и потернами, спо­собными выдержать определенную нагрузку при взрыве. Строи- : тельство таких сооружений требует больших средств, особенно для крупных сферических емкостей.

Размещение емкостей, рассчитанных в прочностном отношении на определенную нагрузку от воздействия ударной волны, на открытом месте существенно снижает затраты.. Так, на стартовом комплексе № 39 большие сферические емкости под жидкие кис­лород и водород расположены открыто на расстоянии около 450 м от центра пускового устройства, их конструкция рассчи­тана на избыточное давление 41 кПа, а устойчивость фунда­мента— на сдвигающие и опрокидывающие нагрузки, которые могут возникнуть при взрыве ракеты-носителя «Сатурн-V».

Оборудование систем заправки на агрегатах обслуживания, отводимых перед пуском на безопасное расстояние, не требует специальной защиты.

Хранилища компонентов топлива со средствами подачи мо­гут быть передвижными и стационарными. Передвижные хра­нилища (заправщики) применяют для хранения небольшого ко­личества топлива; ойи не требуют специальных сооружений, кроме подъездных путей и крытых перронов, и особенно выгод­ны при доработке стартовых позиций для объектов с другими компонентами топлива. Стационарные хранилища служат для хранения большого (несколько тысяч кубических метров) коли­чества топлива и заправки им баков ракет-носителей и косми­ческих объектов РКС тяжелого и сверхтяжелого классов.

Оборудование заправочной станции расположено в основном здании (дозаторы, средства термостатирования, вакуумное обо­ рудование), в здании хранилища, удаленном от основного зда­ ния (емкости со средствами хранения компонента и его подго­ товки к заправке), и в магистральных каналах, соединяющих основное .здание и хранилище, _.....,;

Системы заправки для псщаро- и взрывоопасных компонен­тов как на заправочной станции, так и на стартовой позиции разнесены на безопасное расстояние и расположены в изоли­рованных друг от друга каналах и сооружениях.

5.3. СИСТЕМЫ ЗАПРАВКИ КРИОГЕННЫМИ КОМПОНЕНТАМИ

ТОПЛИВА

Криогенные жидкости в современной ракетной технике при­меняют в качестве компонентов топлива для двигательных ус­тановок, рабочих веществ для топливных элементов систем энер­гопитания, средств обеспечения жизнедеятельности и систем над­дува космических объектов и ракетных блоков; хладагентов для переохлаждения других криогенных жидкостей и сжатых газов, а также для так называемой криогенной очистки сжатых газов от примесей в наземных системах газоснабжения; для специальных криогенных систем, устанавливаемых в космиче­ских объектах, и т. д! Криогенные жидкости применяют также в наземных системах газоснабжения ракетно-космических ком­плексов для получения сжатых газов методом газификации.

Некоторые данные о применении криогенных жидкостей в существующих и перспективна^" ракетно-космических системах приведены в табл. 5.1, а основные физические гонстанты жид­ких кислорода, азота, фтора, водорода —в табл. 5.2.

А

Таблица 5.1

Некоторые данные о применении криогенных жидкостей

в ракетах-носителях

Рассмотрим физико-химические свойства некоторых наибо­лее применяемых в настоящее время криогенных. жидкостей.

Жидкий кислород Ог — один из наиболее эффективных криогенных окислителей (уступает только фтору и озону), до­ступен и дешев, что объясняется его большими запасами в при­роде и простотой получения, не токсичен и в чистом виде не взрывоопасен, в газообразном состоянии бесцветен, не имеет

запаха.

Учитывая, что при низких температурах многие материалы (углеродистая сталь, резина, некоторые пластмассы. и т. д.) становятся хрупкими и теряют свои пластические свойства, кон­струкционные материалы, соприкасающиеся с жидким кислоро­дом, ДОЛЖНЫ быть ПЛаСТИЧНЫМИ, ПрОЧНЫМИ И СТОЙКИМИ К -ВОЗГОг

ранию. К таким материалам относят алюминий и его сплавы, нержавеющие высоколегированные стали, медь, латунь.

Кислород интенсивно поддерживает горение и образует с жидкими или газообразными углеводородами взрывоопасные смеси, а пористые органические материалы (древесные опилки, вата, ветошь, войлок), пропитанные жидким или газообразным кислородом, взрывоопасны при. ударе или воспламенении. При температуре окружающей среды пары кислорода тяжелее воз­духа, растекаются по полу и могут заполнять все низкие места. Обслуживающему персоналу при работе с кислородом следует оберегать одежду и волосы от пропитывания газообразным кис­лородом (возможно их загорание при возникновении искры), а после работы обязательно проветривать одежду. В помещениях, где работают с кислородом, категорически запрещается курить, разводить огонь и пользоваться неизолированными источниками тока. Вся аппаратура под жидкий и газообразный кислород должна быть тщательно обезжирена, а применяемый инстру­мент во избежание искрообразования — омеднен.

Жидкий фтор F2 — наиболее эффективный из современ­ных криогенных окислителей, так как образуемые им топлива имеют наибольшие удельную тягу и плотность, что делает его применение очень перспективным. Фтор обладает высокой хими­ческой активностью, реагирует со всеми органическими и неор­ганическими веществами, при контакте с ним большинство ве­ществ воспламеняется. От трения при большой скорости потока, а также при наличии загрязнений в жидком фторе могут заго­раться металлы. Некоторые металлы (железо, медь, никель, алюминий и его сплавы) устойчивы к воздействию фтора за счет образования на их поверхности прочной плешш фтори­дов, предохраняющей от разрушения. Жидкий фтор и его пары токсичны и сильно действуют на глаза, кожу и дыхательные, пу­ти. Пары фтора, реагируя во влажной атмосфере воздуха, об­разуют плавиковую кислоту. Продукты сгорания фторсодержа-щих топлив также токсичны из-за образования в них коррози-онно-активного фтористого водорода. Аппаратура под жидкий

или газообразный фтор должна быть тщательно очищена и паев сивирована. Для безопасности работ емкости-и трубопровод™ под жидкий и газообразный фтор изготовляют с азотной «ру-Я башкой», которая благодаря более низкой температуре кипения» заполняющего ее жидкого азота обеспечивает хранение фтора» в транспортных или заправочных емкостях в переохлажденном» состоянии, что исключает потери на испарение и конденсацию» его паров, образующихся в процессе заправки баков. Небольп» шое избыточное давление гелия над поверхностью жидкого фто-1 ра обеспечивает его защиту от контактов с атмосферным возду-Ц

хом. 1

Газообразный фтор нейтрализуют, пропуская над сухими со* 1 лями NaCl и СаС12, жидкий — с помощью натрия или раствора! кальцинированной соды. I

В качестве окислителя возможно применение и соединений | фтора с хлором и кислородом; они более безопасны в обраще-1 нии, могут храниться в емкостях из обычных конструкционных ''] материалов и менее токсичны. ■ ■ ij

В США в рамках программы «Сатурн — Аполлон» проводи-3 лись исследовательские работы по замене кислорода на фторо- ^ кислородную смесь и испытаниям двигателей для верхней сту-^ пени с использованием жидкого фтора. В настоящее время боль-": шинство проблем, связанных с транспортировкой жидкого фтора ; и технологией обращения с ним, решено, а его применение как компонента ракетного топлива возможно после решения доста-. точно сложных и трудоемких вопросов по его эксплуатации в составе ракетного блока.

Жидкий водород Нг — одно из самых эффективных кри­огенных горючих. Это прозрачная, бесцветная, низкокипящая -(уступает только гелию) и легкая жидкость, не токсична и кор-? розибнно пассивна. Жидкий водород имеет низкую температуру кипения (только на 20К выше абсолютного нуля), которая оп- > ределяет большие потери на испарение, малую плотность, что требует увеличения объема баков ракет-носителей, энергетичес­кий импульс для воспламенения в 10 раз меньший, чем у угле­водородных горючих, большой тротиловый эквивалент (взрыв Г кг жидкого водорода, смешанного с соответствующим коли­чеством кислорода, создает энергию, эквивалентную 10 кг тро­тила), а его смеси с воздухом и кислородом взрывоопасны в широких пределах концентрации (4,1—74,2% от объема для воздуха и 4,6—93,9% для кислорода). В связи с этим примене­ние жидкого водорода в ракетной технике стало возможным только после внедрения высокоэффективной теплоизоляции в сочетании с различными мерами по предотвращению возникно­вения опасных концентраций.

Жидкий азот N2 — криогенная жидкость, не токсична, но. повышение концентрации газообразного азота в атмосфере закрытых помещений может привести к тяжелым последствиям,

т

химически не активна и предъявляет те же требования к мате­риалам, что и жидкий кислород. Жидкий азот применяют в ка­честве источника газообразного азота для наддува топливных баков (советская ракета-носитель «Восток») и для наземных систем газоснабжения.

Из рассмотренных выше физико-химических свойств криоген­ных жидкостей следует, что общими для них являются низкая температура кипения, малая теплота испарения, большое коли­чество газа, получаемого при испарении, и большая разность плотностей жидкой и газообразной фаз. Эти свойства учиты­вают при проектировании и эксплуатации криогенных систем за­правки, в состав которых входят хранилище, средства подачи жидкости из хранилища в баки, средства переохлаждения жид­кости, управляемая заправочно-отсечная арматура, средства от­вода и сброса (дренажирования) жидкости и ее паров на безо­пасное расстояние и средства вакуумирования полостей тепло­изоляции.

Особенности конструкции оборудования криогенных систем заправки обусловлены существенными изменениями физико-ме­ханических свойств металлов и их сплавов при низких темпера­турах. С понижением температуры, как правило, повышаются прочностные характеристики (предел текучести и усталости, со­противление разрыву) и- ухудшаются пластические показатели (ударная вязкость, относительные сужение и удлинение). Сни­жение ударной вязкости у углеродистых сталей настолько ве­лико, что приводит к их хрупкости и ограничивает применение в узлах и деталях, работающих при низких температурах. По­этому в криогенной технике углеродистые стали применяют только для изготовления кожухов, опор, крепежных деталей и других элементов, не соприкасающихся с криогенными жидко­стями.

К металлам, работающим при низких температурах (внут­ренние сосуды, трубопроводы и арматура), предъявляют такие требования, как удовлетворительная статическая и динамичес­кая вязкость, вакуумная плотность и минимальное газовыделе­ние, стабильность структуры при длительных нагрузках, низкая способность к возгоранию в кислородной среде (для кислород­ного оборудования). Этим требованиям удовлетворяют легиро­ванные стали аустенитного класса, алюминиевые сплавы, цвет­ные металлы и их сплавы, а из неметаллических материалов — пластмассы, обладающие низкой теплопроводностью и высокой прочностью. Для исключения значительных температурных де­формаций в трубопроводах используют различного вида ком­пенсаторы, сильфоны или гибкие металлические рукава.

Принципиальная схема заправки баков криогенными ком­понентами приведена на рис. 5.2.

Хранилище для криогенной жидкости состоит из одной или

157

Рис. 5.2. Принци­пиальная схема заправки РКС криогенными компонентами топлива:

I — датчики уровня;

2 — космический блок; 3, 8 — отсеч­ные клапаны (вен­тили) ; 4 — ракета-но­ситель; 5- — разъем­ные соединения ра­кеты-носителя; 6 — фильтры; 7 — дроссельные шайбы; 9 — площадка для сжи­гания водорода; 10 — дренажно- предохранительные клапаны;11— теплообменни­ки-испарители; 12 —обратные клапаны;13 — теплообменник-охладитель; 14 — вакуумный насос; 15 —площадка для дренажа кислорода; 16 — гибкие соединения; 17 — мембраны герметизации; 18 —эжектор охлаждения кислорода; 19 — центробежные насосы с электроприводом

Рис. 1.11. Связной спутник «Сйн-

ком-2»:

/ гг телеметрическая и командная штыре­вая антенна: 2 — реактивное сопло систе­мы ориентации; 3 — никель-кадмиевая ак­кумуляторная батарея; 4— радиоприемник; 5 — баллон для перекиси водорода; 6 —< коаксиальная связная щелевая антенна; 7 — радиопередатчик с лампой бегущей волны; 8 — командный радиоприемник; 9 — баллон для азота системы, управления положением; 10 — солнечный ориентир

ческого пространства — невесомостью, глубоким вакуумом, на­личием метеоритных частиц, интенсивной радиацией, при кото­рых изменяется характер процесса трения, возникают явления так называемой «холодной сварки», метеорной эрозии и т. д.

Космические объекты, которые должны длительное время функционировать в условиях космоса, имеют системы, обеспечи­вающие определенный тепловой режим, энергопитание приборов и аппаратуры, радиосвязь с Землей. На пилотируемых космиче­ских кораблях в отсеках поддерживается нужный состав ат­мосферы и создаются условия, необходимые для жизнедеятель­ности экипажа.

Рис. 1.12. Межпланет­ная автоматическая стан­ция «Венера-7»:

/ — панели солнечных бата­ рей; 2 — датчик астроориен­ тации; 3 — защитная па­ нель; 4 — корректирующая двигательная установка;

В — коллекторы пневмоси- стемы с управляющими соплами; 6 — счетчик кос­ мических частиц; 7 — дат­ чик постоянной солнечной ориентации; 8 — орбиталь­ ный отсек; 9 — радиатор- охладитель; 10 — малона- правл'енная антенна; // — остронаправленная ан­ тенна; 12 — блок автомати­ ки пневмосистемы; 13 — баллон сжатого газа; 14 — спускаемый аппарат

Обычно на Землю спускается не весь космический объект, а лишь часть его — спускаемый аппарат, в котором размеща­ются экипаж и некоторые бортовые системы; остальные же от­секи с оборудованием, обеспечивающим орбитальный полет объекта, отделяются от спускового аппарата в начале траекто­рии спуска. В конце спуска скорость аппарата снижается и даль­нейшее уменьшение скорости перед приземлением осуществ­ляется обычно с помощью парашютной системы. На некоторых космических кораблях («Союз», «Аполлон») применяется система мягкой посадки с использованием пороховых двигателей, позво­ляющая снизить скорость приземления (приводнения) практичен ски до нуля.

Разнообразие конструкций космических кораблей, кроме функционального назначения, связано и с их национальной при-нпдлежностью, с различным подходом к решению многих инже­нерных задач. Это проявилось при подготовке к совместному

31

экспериментальному полету и стыковке в космосе советского корабля «Союз» и американского корабля «Аполлон», осу­ществленному в июле 1975 г.

Для сближения, стыковки и совместного полета корабли «Союз» и «Аполлон» (рис. 1.13) были доработаны с учетом их совместимости. Вместо стыковочного узла, выполненного по схеме «штырь — конус», на кораблях были установлены андро-гинные стыковочные агрегаты с периферийным расположением замков.

Была решена и проблема совместимости атмосферы. По­скольку на корабле «Союз» используется «земная» атмосфера,, а на корабле «Аполлон» для дыхания применяется чистый кисло­род, то для обеспечения перехода космонавтов из одного ко-

Рис. 1.13. Космические корабли «Союз» и «Аполлон»

. -г

рабля в другой была создана специальная камера для вырав­нивания давления (такой переходной модуль вошел в состав корабля «Аполлон»).

Особое место в космонавтике занимают орбитальные стан­ции. Первая в мире экспериментальная космическая станция: была создана путем стыковки на орбите космических кораблей «Союз-4» и «Союз-5». Следующим важным этапом в их разви­тии стало выведение на орбиту искусственного спутника Землц долговременной орбитальной станции «Салют» (рис. 1.14).

Дальнейшее развитие космических полетов неразрывно свя­зано с созданием в околоземном пространстве больших орби­тальных комплексов. Основой таких комплексов будут много­целевые орбитальные станций, состоящие из блоков различного, назначения, которые будут доставляться на орбиту ракетами и кораблями многоразового использования и заменяться новыми по мере выполнения своих задач. Аналогично будут проходить до­ставка и смена экипажей, обслуживающих космические станции.,

В последнее рремя над созданием космических транспортных^ систем многоразового использования работают специалисты-

32 {

-.■ ' ts

многих стран. Решение проблемы спасения ракетно-космических систем ведется в разных направлениях. Была установлена воз­можность создания космического корабля многоразового ис­пользования с невозвращаемой ракетой-носителем. Попытки уменьшить количество невозвращаемого оборудования привели, например, к рассмотрению транспортной космической системы с последней ступенью многоразового использования, которая од­новременно служила бы частью ракеты-носителя и космическим аппаратом.. Обсуждалась возможность спасения и многократ­ного использования наиболее дорогостоящего оборудования ракет-носителей: приборного оборудования систем управления и телесвязи, жидкостных ракетных двигателей, навесных твердо­топливных блоков и т. п.

Рис. 1.14. Долговременная орбитальная станция «Салют»

Американскими специалистами разработан проект космиче­ской транспортной системы «Ромбус», спасаемой с помощью па­рашютов (масса спасаемого аппарата —252 т), при этом место посадки аппарата планируется вблизи пусковых площадок и водных путей. После посадки такой аппарат на самоходном гу­сеничном шасси будет доставляться на баржу и транспортиро­ваться к монтажно-испытательному корпусу космодрома.

Космические транспортные системы многоразового использо­вания могут рассматриваться как представители ракетно-косми­ческой техники следующего поколения.

Космодром

33

Взаимосвязь ракетно-космических систем

с наземными комплексами

Комплексы наземного оборудования обеспечивают подго­товку ракетно-космических систем на всех этапах, начиная от транспортировки с завода-изготовителя до момента пуска ра­кеты-носителя.

В начальный период развития ракетно-космической техники

не ставилась задача обеспечить (может быть, даже за счет не­которого усложнения ракетно-космических систем) простоту эксплуатации, удобство обслуживания, рациональное построе­ние агрегатов и систем наземного оборудования, сокращение времени на предстартовую подготовку. Это приводило к серьез­ным затруднениям по автоматизации процессов подготовки и, как следствие, требовало наличия большого числа агрегатов и обслуживающего персонала.

Опыт развития ракетно-космической техники привел к тому, что ракетно-космическую систему стали разрабатывать как еди­ное целое, что позволило более эффективно решать поставлен­ные задачи.

Уже с первых контуров конструкции ракетно-космической системы постоянно учитывают требования и возможности на­земного комплекса. Так, размеры- ракеты-носителя выбирают исходя из оптимального соотношения между ее длиной и диа­метром. Но если придерживаться только этого условия, то ра­кета может оказаться таких размеров, что ее невозможно будет доставить к месту старта существующими видами транспорта, а создание специальных транспортных средств приведет к уве­личению стоимости всего комплекса.

Если исходить из стремления уменьшить массу конструкции ракеты, то целесообразно бортовые заправочные трубопроводы и кабельные сети делать минимальной длины. Однако это не всегда выгодно для ракетно-космического комплекса в целом, так как при этом во время предстартовой подготовки необходим доступ к расположенным на значительной высоте заправочным горловинам и штепсельным разъемам, что усложняет эксплуата­цию, требует большого количества обслуживающего персонала и затрудняет автоматизацию операций. Следовательно, иногда целесообразнее пойти на некоторое утяжеление конструкции ра­кетно-космической системы и за счет этого обеспечить удобное в эксплуатационном отношении расположение элементов ракеты-носителя, связанных с наземным оборудованием.

Аналогичное положение возникает и при выборе компонен­тов топлива, когда приходится учитывать не только их энерге­тические, но и эксплуатационные свойства. Выбор компонентов топлива, метода заправки и способа дозирования оказывает большое влияние на конструкцию ракетно-космической системы и ее пневмогидравлическую схему. Так, при применении низко-

34

температурных криогенных компонентов баки ракеты обычно покрывают тепловой изоляцией; это хотя и увеличивает массу, но позволяет иметь компонент в переохлажденном виде, что значи­тельно уменьшает его испарение, а также предотвращает кон­денсации воздуха на стенках бака. Существенное влияние на прочностные характеристики баков, устройство и размеры дре-нажно-предохраиительиых клапанов оказывает режим заправки.

Для повышения надежности процесса пуска желательно в момент старта иметь минимальное число связей ракетно-косми­ческой системы с наземными системами. Поэтому большинство связей «земля — борт» прерываются заранее, еще до' пуска, и лишь те из них, которые необходимы до момента подъема РКС с пусковой системы, разрываются непосредственно при пуске.

Взаимосвязь ракетно-косм'ических систем и наземного обору­дования сложна и многообразна, а их взаимовлияние велико. От правильного учета всех факторов зависит, насколько эффек­тивно будет решена задача создания ракетно-космического комплекса, обладающего оптимальными параметрами.

Схемы подготовки ракетно-космических систем к пуску

Подготовка ракетно-космических систем к пуску включает следующие основные этапы:

транспортировку элементов ракетно-космической системы на космодром;

сборку и испытания ракеты-носителя и космического объекта на технической позиции;

транспортировку ракеты-носителя на стартовую позицию и ее установку на пусковую систему;

предпусковую подготовку ракетно-космической системы и пуск.

Наиболее существенное влияние на весь цикл подготовки оказывает способ сборки ракетно-космической системы, в зави­симости от которого можно выделить три технологические схемы:

первая — горизонтальная сборка ракетно-космической си­стемы и проведение комплексных испытаний в монтажно-испы-тательном корпусе на технической позиции; транспортировка РКС в горизонтальном положении на стартовую позицию и уста­новка ее на пусковую систему в вертикальное положение;

вторая —горизонтальная или вертикальная сборка отдель­ных ступеней ракеты-носителя в монтажно-испытательном кор­пусе, транспортировка их на стартовую позицию, сборка ракет­но-космической системы в вертикальном положении на пусковой системе и последующее проведение комплексных испытаний;

третья — вертикальная сборка ракетно-космической системы и проведение комплексных испытаний в монтажно-испытатель­ном корпусе (здании вертикальной сборки) на технической по­зиции; транспортировка РКС в вертикальном положении на

2* 35

■j

■V _

стартовую позицию и установка ее на пусковой стенд (стацио­нарную часть пусковой системы).

Каждая из схем имеет свои достоинства и недостатки, и при­менение той или И'ной-.из них определяется многими факторами.

По первой схеме отдельные ступени ракеты-носителя достав­ляют в монтажно-испытательный корпус (МИК), где проводят их автономную проверку, сборку в горизонтальном положении с помощью стыковочного агрегата или монтаж'НО-стыковочных те­лежек, комплексные испытания и. пристыковку космического объекта (головного блока). Полностью собранную ракетно-кос­мическую систему на установщике транспортируют на старто­вую позицию, где переводят в вертикальное положение и уста­навливают на пусковую систему.

Эта схема применима для ракетно-космических систем, конст­рукция которых допускает их транспортировку в горизонталь­ном положении (что определяется прочностными возможно­стями ракеты и зачастую связано с некоторым ее утяжелением). По этой схеме сборку и испытания ракетно-космической системы проводят в помещении, при благоприятных условиях, что повы­шает удобство проводимых работ и качество их выполнения. В то же время отпадает необходимость строительства высотного МИК, создания транспортера для вертикального, перемещения ракетно-космической системы и специального пути, что связано с большими техническими трудностями (в частности, с подвер­женностью значительным ветровым нагрузкам). Недостатками этой схемы являются сборка ракетно-космической системы в нерабочем (горизонтальном) положении; необходимость повтор-пых комплексных испытаний на стартовой позиции, так как пе­ревод ракеты-носителя из горизонтального положения в верти­кальное и установка ее на пусковую систему могут стать причи-, ной возникновения неисправностей; подстыковка к ракете запра­вочных, пневматических и электрических коммуникаций на стар­товой позиции, что сопряжено с неудобствами и эксплуатацион­ными трудностями, в особенности при неблагоприятных клима­тических условиях.

Первая схема подготовки используется для советских РКС тяжелого класса «Союз» и американских РКС «Скаут».

По второй схеме (по американской терминологии «совмещен­ный метод подготовки») отдельные ступени ракеты-носителя и космический объект в определенной последовательности достав­ляют из монтажно-испыт.ательного корпуса на стартовую пози­цию, где и собирают на пусковой системе с помощью башни обслуживания, подъемников или кранов. В процессе сборки про­водят проверочные испытания отдельных систем, а по оконча­нии— комплексные испытания . ракетно-космической системы в целом.

По этой схеме в монтажно-испытательном корпусе собирают только отдельные ступени ракеты-носителя, что существенно

36

сокращает размеры и стоимость строительства МИК и исклю-tnu*T необходимость в специальных транспортных средствах для полностью собранной ракетно-космической системы. Недостат­ками второй схемы являются несовершенство процесса испыта-mifi it связи с проведением работ на открытом воздухе, что сни-жлот надежность подготовки ракетно-космической системы, и то, что сборка РКС на пусковой системе на длительное время зани-Miu'T стартовый комплекс, снижая его пропускную способность.

Эта схема подготовки используется в основном для ракет с большими интервалами между пусками (например, ракет-носи-Tivicft «Европа-И»), ракет среднего класса (американские ра-коты-посители «Тор-Дельта», «Атлас-Аджена», «Атлас-Кентавр» II др.) и допустима для космодромов, находящихся в районах с мягким климатом.

Вторая схема подготовки ракетно-космических систем к пуску получила наибольшее распространение в США в период за­рождения космической техники и была унаследована от техно­логии подготовки боевых ракет. Американские специалисты счи-тлли целесообразным создание комплексов для ракегно-косми-ческих систем путем приспособления родственных стартовых комплексов стратегических ракет с установившимися кано­нами их подготовки, а не путем принятия новых конструктивных решений, учитывающих специфику космической техники. Такой подход, выгодный с точки зрения быстрого ввода ракетно-кос­мического комплекса в эксплуатацию, не оправдал себя, когда появилась необходимость проводить пуски ракет различных мо­дификаций.

По третьей схеме (по американской терминологии «мобиль­ный метод подготовки») ракетно-космическую систему соби­рают в вертикальном положении на пусковой платформе (верх­ней части пусковой системы), транспортируемой вместе с РКС ни стартовую позицию; с нее же впоследствии (после уста­новки па пусковой стенд) производят и пуск. Эта схема позво­ляет подстыковывать все многочисленные и находящиеся на раз­ных уровнях заправочные, пневматические и электрические ком­муникации к ракете в монтажно-испытательном корпусе (здании Вертикальной сборки). Кроме того, коммуникации ракеты через КйАель-заправочную башню, устанавливаемую обычно на пуско-nuft платформе, могут быть выведены в удобную зону обслужи-НйПИП, что облегчает их соединение с наземными системами на СТМртоаой позиции. Недостатками такой схемы являются строи-Т1/1ЬСТП0 дорогостоящего здания вертикальной сборки, создание трйНСПОртсра сложной конструкции для перевозки ракетно-кос-ММЧОСКОИ системы в вертикальном положении с технической по­зиций 111 стартовую и прокладка специального пути, что, как уже говорилось, представляет собой технически трудную задачу. Третьи схемя подготовки применяется для американских ракет-Нрсителей тяжелого и сверхтяжелого классов,

37

В американской литературе по ракетно-космической технике можно встретить описание «фиксированного метода подготовки», который является разновидностью второй схемы и применяется для ракет-носителей среднего класса. Сущность его состоит в том, что отдельные ступени ракеты-носителя, минуя техническую позицию, доставляют на стартовую позицию, где проводят вер­тикальную сборку ракеты-носителя, стыковку ее с коммуника­циями башни обслуживания, комплексную проверку и пуск.

Для сверхтяжелых ракетно-космических систем вероятно по­требуются иные схемы сборки и транспортировки, так как зна­чительно возрастет тротиловый эквивалент и акустическое воз­действие и, следовательно, появится необходимость размещения . пусковой системы на большем расстоянии от технической пози­ции. Вследствие значительных размеров и массы таких ракет-носителей возникнут, трудности в применении традиционных средств доставки ракетно-космических систем на стартовую по­зицию. а Так, существует американский проект применения морской плавучей сборочно-пусковой системы, где основным элементом является баржа, большую часть которой занимает отсек для сборки ракетно-космической системы. В период сборки баржа находится у специального причала, палуба ее открыта. Пуск будет происходить в море, при этом носовая часть баржи, где расположено все контрольное и пусковое оборудование, перед пуском останется в горизонтальном положении, кормовая часть будет отсоединена и установлена в вертикальное положение путем заполнения водой кормовых цистерн, а после пуска воз­вращена в исходное положение.

1.3. ОСНОВНЫЕ КОСМОДРОМЫ МИРА

Космодром Байконур — один из крупнейших космодромов м(ира (рис. 1.15)—расположен в Казахской ССР, в зоне полу­пустынь с резко континентальным климатом (жаркое, сухое лето и морозная с сильными ветрами и незначительным количеством осадков зима); основан в 1955 г.

Основанием для выбора места строительства космодрома по­служила его достаточная удаленность от крупных населенных пунктов, возможность обеспечения безопасности пусков ракет, создания зон отчуждения, зон посадки возвращаемых космиче­ских объектов, а также наличие большого количества безоблач­ных дней в году.

Трассы космодрома простираются на тысячи километров над

территорией Советского Союза и заканчиваются в акватории Тихого океана, где происходит падение последних ступеней ра­кет-носителей. Вдоль трасс расположены измерительные пункты и специально оборудованные суда. Космические объекты вы­водятся на орбиты с наклонением к плоскости экватора от 48°

38

РИС. 1.1В, Космодром Байконур (стартовая позиция для ракетно-

космической системы «Союз»)

до 81° при восточном направлении запуска. Посадка космиче­ских объектов и пилотируемых кораблей производится обычно на территории северо-восточных областей Казахской- ССР.

С космодрома Байконур проводят пуски в соответствии с национальной программой исследования и использования кос­мического пространства СССР, в рамках сотрудничества с со­циалистическими странами по программе «Интер космос», 'а также в соответствии с соглашениями о совместных работах по освоению-, космического пространства, заключенными между СССР, США, Францией и другими странами.

С космодрома Байконур был запущен первый в мире искус­ственный спутник Земли, совершили полеты в космическое про­странство первый космонавт Ю. А. Гагарин и первая женщина-космонавт В. В. Терешкова, были запущены автоматические межпланетные станции «Луна», «Венера», «Марс»,. «Зонд», кос­мические станции и искусственные спутники Земли различных типов («Космос», «Электрон», «Полет»), спутники серии «Мол­ния», используемые для ретрансляции телевизионных про­грамм и осуществления дальней телефонной и телеграфной

связи.

С космодрома Байконур регулярно проводят пуски пилоти­руемых космических кораблей «Союз» и орбитальных станций «Салют».

В рамках сотрудничества с Францией были проведены пуски космических объектов с французской аппаратурой.

В соответствии с советско-американской программой ЭПАС 15 июля 1975 г. с космодрома Байконур был запущен космиче­ский корабль «Союз» для стыковки на орбите с космическим кораблем «Аполлон».

В сентябре 1976 г. был выведен космический корабль «Союз», осн я щей н ы й ф отоа п п ар ату ро й, из готовл ен н о й в Г е р -майской. Демократической Республике.

На космодроме построен ряд стартовых и технических пози­ций. Одной из важнейших является позиция, с которой прово­дили пуски, трехступенчатой ракеты-носителя с пилотируемыми космическими кораблями «Восток» и «Восход», а в настоящее время, проводят пуски кораблей «Союз».

Стартовое сооружение для этой ракеты-носителя — подуза-глубленного типа, имеет пусковую систему с отбрасываемыми опорнымц фермами, при. этом ракета «подвешивается» в пуско­вой систему.за силовые узлы. Ракетно-космическую систему до­ставляют на стартовую позицию из монтажно-иопытательного корпуса технической позиции, где она собирается в горизон­тальном положении.

Помимо монтажно-испытательного корпуса на технической позиции находятся здание МИ>К КО, заправочная станция кос­мических объектов, зарядно-аккумуляторная станция и ряд дру­гих зданий и сооружений. Здесь же расположены измерительные

40

к

1

V

Пункты, оснащенные телеметрической аппаратурой, телевизион­ными установками, антеннами, радиоприемными и радиопере­дающими устройствами.

В нескольких десятках километров от этой технической по­зиции находится жилая зона космодрома, в которой расположены комплекс для подготовки космонавтов (классы для занятий эки­пажей по программе технической и научной подготовки, спор-тинный комплекс с плавательным бассейном, лаборатории для подготовки космонавтов к полету, медицинский комплекс), а также институт, техникум, школы, клуб, стадион, телецентр

и Др.

космодром связан с другими пунктами страны воздушным,

шоссейным и железнодорожным видами транспорта. Территория

Космодрома также имеет разветвленную сеть шоссейных и же-

лозных дорог.

Восточный испытательный полигон (до 1965 г. — Атлантиче­ский ракетный полигон) —самый крупный космодром США, рас­положен на мысе Канаверал и острове Меррит (штат Флорида) и имеет территорию около 400 км2 (рис. 1.16). Основанием для цыбора этого места послужила его достаточная изолированность, нто гарантировало безопасность пусков и давало возможность дальнейшего расширения территории. Кроме того, удобное рас­положение островов Вест-Индии и Южной Атлантики позволяло разместить на них контрольно-измерительные комплексы для наблюдения за полетом ракет.

Трасса полигона протяженностью около 20 000 км проходит над Атлантическим и Индийским океанами до островов Принс-Эдуард и имеет 15 измерительных пунктов, оборудованных опти­ческой, телеметрической и радиолокационной аппаратурой./Сле­жение за полетом ракет осуществляется также с кораблей и самолетов и более чем со ста отдельных наземных постов наблю­дения.

Существующая на Восточном испытательном полигоне си­стема станций слежения позволяет выполнять пуски с азимутом От 44 до 110° и выводить искусственные спутники Земли на ор-Онты с наклонением к плоскости экватора от 28°30' до 52°24/ири восточном направлении запуска. С полигона возможны запуски искусственных спутников Земли как на экваториальные, так и на полярные орбиты, но вывод на последние связан с выполне­нием маневра по курсу на активном участке полета ракеты-носителя. Для достижения полярных орбит требуются гораздо бйлыпи-е затраты энергоресурсов РКС по сравнению с эквато­риальными орбитами.

Полигон расположен на сильно заболоченной равнинной Местности, с залеганием скального грунта на глубине около ВО м; температура воздуха в течение года колеблется от 0 до *fB0°C; возможны сильные ураганы и тайфуны со скоростью Петра до 55 щ/$,

41

Рис. 1.16. Восточный испытательный полигон США:

Зоны: I—ракет тяжелого класса с тягой 450—1150 т; II — межконтинентальных баллистических ракет («Атлас», «Титан», ракетоплан «Дайна-Сор»);'III — ракет сверхтяжелого класса с тягой 1700—4500 т; IV — ракет среднего класса; V — хранения компонентов топлива; VI — промышленная. Стартовые комплексы: А ~ ракет-носителей «Сатурн»; Б — ракетно-космической системы «Меркурий»; В — ракет «Ми-нитмен»; Г — ракет «Тор»; Д — ракет «Редстоун» и «Юпитер»; Е—ракет «Першинг»; Ж — ракет «Поларис»; 1, 5 — приемные сооруже­ния; 2—центр управления полетом ракет; 3 — рельсовые пути; 4—-маяк; 6 — здание с передатчиками; 7 — кислородный завод; 8 — портовые

сооружения; 9 — система наведения фирмы «Дженерал-Электрик»; 10 — система наведения фирмы «Белл-Телефон»

■" Полигон имеет все виды сообщения (воздушное, морское, Железнодорожное, автомобильное). Ракеты-носители транспор­тирует преимущественно по воздуху и воде;; на самолетах пере­носит ракеты-(носители легкого класса и их элементы, а на биржах и кораблях — ступени ракет-носителей тяжелого класса.

Вдоль береговой линии мыса Канаверал и в южной части остропа Меррит размещены 20 стартовых комплексов, из кото­рых 12 принадлежат Восточному испытательному полигону, й 8 — Космическому центру им. Кеннеди. Стартовые комплексы Восточного испытательного полигона предназначены для за­пуска различных космических объектов с помощью ракет-носи-nvw/i «Атлас», «Титан» и т. п., а Космического центра им. Кен­неди — с помощью ракет-носителей «Атлас-Аджена», «Са-турп-1В», «Сатурн-V». Кроме проведения космических исследо-ннппй Восточный испытательный полигон ишрако используется дли испытаний боевых ракет США: в течение года на полигоне [фоиодится свыше 200 летных и несколько тысяч стендовых Испытаний ракет. Обслуживающий персонал, включая стаодии сложения, насчитывает более 20 000 человек.

Космический центр им. Кеннеди (рис. 1.17) является основ-НЫМ полигоном НАСА и предназначен для запусков космических объектов и испытаний ракет-носителей по национальной про-грпмме космических исследований США.

Задачами Центра являются:

планирование запусков космических объектов НАСА;

сборка, испытания, проверка и запуск космических объектов;

координация работ, выполняемых по совместным программам С Восточным испытательным полигоном;

проведение научно-исследовательских и опытно-конструктор-Ш1Х работ в области разработки способов запуска космических об'ьсктов, проектирование новых стартовых комплексов, а также Модернизация существующего стартового оборудования;

изучение возможности пусков ракет с орбиты и заправки их НИ орбите;

проектирование хранилищ и эксплуатационного оборудова­ния для новых компонентов топлива;

подготовка научно-технических кадров и др.

Виллпстические характеристики Центра (направления трасс ПОЛети ракет-носителей, диапазон азимутов пуска, наклонение врбит) аналогичны характеристикам Восточного испытательного ЯвЛИГоиа, а наблюдение за полетом ракет осуществляется об­щими Контрольно-измерительными комплексами.

Дли связи с заводами ракетно-космической промышленности МСПОЛЬпуют те же средства, что и на Восточном полигоне. Штат­ный персонал Центра составляет около 2800 человек.

Хоти Восточный испытательный полигон и Космический центр ИМ. Кеннеди территориально объединены и взаимодействуют по

43

-J -.

ш

Й*

I*-

№

r.i *-

Lb-

Некоторым вопросам, это две административно независимые орга­низации, которые имеют различное оборудование и решают са­мостоятельные задачи в интересах ВВС США и НАСА СООТВеТ-СТЖЧШО.

Западный испытательный полигон (до 1965 г. Тихоокеанский йкотпый полигон) расположен на Тихоокеанском побережье П1Л, севернее г. Лос-Анджелес (рис. 1.18) и включает базу BUG Ванденберг, морской полигон Пойнт-Мугу, полигон Пойнт-Аргуэльо и внутренний полигон, из которых Только авиабаза Виндснберг и полигон Пойнт-Аргуэльо используются для пусков

рнкетпо-космических систем. База Ванденберг (испытательный рикетиый полигон) занимается разработками и испытаниями на­емного оборудования для ракет ВВС, подготовкой стартовых Команд для обслуживания ракет-носителей, созданием и испы­таниями антиракет и запусками на полярные орбиты спутников ей и ого назначения («Дискаверер», «Мидас», «Самое» и др.). i.lH Вааденберг имеет три стартовых комплекса для ракет «Атлас», два для ракет «Титан», один для ракет «Скаут» и 14 площадок для пусков ракет «Минитмен». Полигон Пойнт-Аргу^льо используется для запусков искусственных спутников 1§МЛИ на полярные орбиты. С Западного испытательного поли­гона ежегодно проводятся около 140 пусков.

Трасса полигона протяженностью свыше 16 000 км проходит Н1Д Тихим океаном и разделена на три испытательных района: Гвйяйские острова, атолл Кваджелейн и атолл Эниветок. В этих районах размещены средства контрольно-измерительного комп-Лаксм, состоящие из 10 измерительных пунктов, оборудованных Оптической, телеметрической и радиолокационной аппаратурой. Для слежения за полетом ракет используют также корабли и Ммолеты.

Допустимый сектор пуска ограничен азимутами 301° (верх­ний Предел) и 170° (нижний предел). Центральная трасса про-ХОДМТ но азимуту 261°. Орбиты запускаемых спутников имеют МКЛОисмия от 34° 2' до 90° (при движении на запад) и от 81°48' ДО 80е (при движении на восток).

Полигон занимает территорию около 400 км2 (материковый 1СТ0К), находится вблизи крупных предприятий, производя-ИХ ракеты, и связан с промышленными районами водным, же-ММОДОрожным и воздушным сообщением. Общее количество 1Йр#©Н1Л41, работающего на полигоне, превышает 1? 000 че-

-^..рЦИДНЫЙ испытательный полигон имеет ряд преимуществ по

ИНвНИК) с Восточным испытательным полигоном. Так, напри-

iPi I Hlf© можно запускать искусственные спутники на орбиты,

6ДН1ЦШ* через полюсы Земли, что позволяет изучать почти

УШ If Поверхность, включая северные районы. Траектории

;ЩТ*НОСИТелсЙ (активный участок) проходят над водами

ЙНИ) УЧЙСТКИ суши не встречаются до самой Антарктиды. Это

га*

45

Рис. 1.18. Западный испытательный полигон США (расположение стар­товых комплексов на базе Ванденберг):

/ — центр управления полетом ракет «Атлас»; 2 — установки для запуска ракет «Атлас»; 3 — центр управления полетом ракет «Тор»; 4 — установки для запуска ракет «Тор»; 5 — установки для запуска ракет «Титан»; 6 — телеметрическая станция; 7 — станция слежения; 8 — центр управления; 9 — пункт подачи сигна­лов об аварийной ликвидации ракет; 10 — завод жидкого кислорода производи­тельностью 50 т в сутки; И — завод жидкого кислорода производительностью 25 т в сутки; /2—полигон для обучения технике спасения головных обтека­телей

■j

и

позволяет выводить искусственные спутники Земли на полярную орбиту без риска, что отработавшие ступени или отказавшая ракета упадут в населенных районах, а также использовать при­брежные воды для отделения стартовых ускорителей.

Испытательный полигон на острове Уоллопс (США), входя­щий в состав Уоллопской испытательной станции, является од­ной из главных баз НАСА для пусков исследовательских ракет и запусков искусственных спутников Земли (рис. 1.19). Полигон, создан в 1945 г. Научно-исследовательским центром Лэнгли (Национальный консультативный комитет по авиации — пред­шественник НАСА) для испытаний' беспилотных аппаратов и изучения аэродинамических проблем полета. С образованием ПАСА полигон был реорганизован в самостоятельный центр.

Уоллопская испытательная станция расположена на восточ­ном побережье США в 260 км к юго-востоку от г. Вашингтон и состоит из трех зон; основной — бывшей базы ВВС, зоны на острове Уоллопс (длиной 8 км и шириной 0,8 км) и материковой зоны, находящейся в 3,2 км к западу от острова Уоллопс.

На территории основной зоны расположены административ­ные и функциональные отделы, опытно-конструкторские бюро, лаборатории, центр управления стартовыми комплексами, центр спязи и приема телеметрической информации, одна из станций передачи команд и приема данных с метеорологических спутни­ков «Тирос» и аэродром. Зона на острове, Уоллопс включает шесть стартовых комплексов, оснащенных оборудованием для сборки, подготовки и пуска ракет, а также для наблюдения за ИХ полетом. На материковой зоне размещены станции слежения, радиолокационный комплекс и летно-экспериментальная база Лаборатории им. Линкольна.

Объекты могут выводиться на орбиты с наклонением от 37е До 54° в основном с помощью ракеты-носителя «Скаут».

Трасса полигона проходит через Бермудские острова, на ко­торых расположены станции слежения, оснащенные измеритель­ными средствами, и приемные радиотелеметрические станции. Сектор пуска ограничен азимутами 67° (верхний предел) и 143° (нижний предел).

Полигон на острове Уоллопс используется для проведения Лотнмх испытаний отдельных элементов конструкции и обору-ДОШшня объектов, разрабатываемых НАСА, а также для пусков Исследовательских ракет и запусков некоторых искусственных Мутников, в том числе создаваемых другими странами.

Пн полигоне проводится свыше 400 пусков в год. За время 1Г0 существования было запущено более 6000 исследовательских И Ш'периментальных ракет различного класса. Количество Обслуживающего персонала 500—600 человек.

Полигон Куру (рис. 1.20), находящийся в совместном ведении фрщщии и Европейской организации по разработке ракет (ш<1Х)), распрложец ца побережье Атлантического океана во

47

Рис. 1.19. Испытательный полигон на острове Уоллопс:

4 — радиолокаторы для внешнетраекторных измерений; 2 — фотокамеры; 3 — здание передающей радиостанции; 4 — пункт аварийного под­рыва ракет; 5 — стартовая площадка № I для запуска высотных ракет «Аэроби»; 6 — пункт управления стартовой площадки № 1; 7— зда­ние для сборки ракет, запускаемых со стартовой площадки № 1; 8 — хранилища пороховых зарядов; 9 — склад воспламенителей; 10— стар­товая площадка № 2 для запуска высотных ракет, используемых в качестве первой ступени ракет «Онест Джон» и «Аркас»; 11—пункт управления стартовой площадки № 2; 12 — хранилище твердотопливных ускорителей; 13 — радиолокаторы слежения; 14 — башня управле­ния; 15 — хранилище; 16 — монтажно-испытательный корпус космических объектов; П — станция слежения; 18 — дорога и дамба, соеди­няющая остров с материком; 19 — стартовая площадка Я° 3 для запуска ракет-носителей «Скаут»; 20 — здание для сборки вторых'и чет­вертых ступеней ракеты-носителя «Скаут»; 21 — пункт управления стартовой площадки № 3; 22 — здание для сборки первых и третьих ступеней ракеты-носителя «Скаут»; 23 — стартовая площадка № 4 для запуска ракет «Литл Джо»;- 24—фотокамеры; 25 — стартовая площадка № 5 для запуска ракет «Трейблейзер» и «Шотпут»; 26 — здание для сборки ракет, запускаемых со стартовой площадки № 5; 27 — дамба; 28 — здание для сборки ракет-носителей «Скаут»; 29—стартовый комплекс № 6 для ракет-носителей «Скаут»; 30 — храни­лище жидкого топлива

Французской Гвиане, в 32 км от г. Кайенна (почти на экваторе — 5° северной широты). Полигон имеет три стартовых комплекса: для высотных ракет, французских ракет-носителей «Диамант-В» и для ракет-носителей «Европа-П» (организации ELDO).

Стартовый комплекс для ракет-носителей «Европа-П» ориен­тирован по линии «север — юг», однако возможны запуски на орбиты с наклонением от 0 до 100°. Ракета-носитель «Европа-П» создана на базе ракеты «Европа-I», запускавшейся с англо­австралийского полигона Вумера. Переход с полигона Вумера на полигон Куру обусловлен тем, что последний расположен ближе к экватору и более благоприятен для вывода полезной нагрузки на стационарную орбиту (ракета «Европа-П» пред­назначена для запусков спутников связи на стационарные ор­биты).

Рис. 1.20. Полигон Куру*.

/ — радиолокационные станции «Ирис» и «Диаиа»; 2 — стартовый комплекс для ракет-Носителей «Европа-П»; 3 — стартовая площадка; 4 ~~ хранилища токсичных компонентов Топлива; 5 — здания подготовки ступеней; 6 — стартовый комплекс для ракет-носителей «Диамант-В»; 7 — хранилище пороховых зарядов; 8 — стартовый комплекс для высот­ных ракет; 9 — техническая позиция; 10 — электростанция; И — завод для производства Жидкого кислорода; 12 — радиорелейная станция; 13 — акведук (система водоснабже­ния); 14 — радиолокационная станция «Бретань»; 15 — кинотеодолит; 16 — станция

приема телеметрии

49

Хотя полигон Куру расположен в зоне с влажным тропиче­ским климатом с продолжительными периодами дождей, обору­дование ракеты не модифицировалось, так как пуски проводят только, в сухие сезоны. Кроме того, большую часть времени сту­пени ракеты и полезная нагрузка находятся в помещениях с кондиционированным воздухом.

■■-- ^- ■ ■* •'■*■

■ЛГ-

Рис. T.2I. Полигон Вумера (план района стартовых площадок)

Первая ступень ракеты-носителя «Европа-П» доставляется водным путем в порт полигона, верхние ступени и полезная нагрузка — воздушным транспортом на аэродром в г. Кайенна, а затем автотранспортом — на полигон. Порт может принимать суда с глубокой осадкой только в периоды высоких приливов, которые бывают с интервалами в 14 суток, что ограничивает возможности полигона.

Средства слежения (радиолокационные станции, станции приема телеметрической информации, вдцотеодолиты и другое

50

оборудование) размещены как на бамом полигоне, так и в дру­гих местах.

По планам ежегодно должно проводиться два запуска ракет-носителей «Европа-П».

Постоянный персонал полигона составляет 600—700 человек.

Англо-австралийский ракетный полигон Вумера (рис. 1.21) расположен в районе г. Вумера (Южная Австралия). Сухопут­ная трасса полигона протяженностью 2О0О км проходит над ма­лонаселенными районами Австралии и может быть продлена на 4400 км в Индийский океан. С полигона проводят эксперимен­тальные пуски английской ракеты-носителя «Блю-Стрик» и ра­кет «Европа», а также пуски исследовательских ракет в верхние слои атмосферы. Основной объем работы полигона составляют испытания боевых ракет. Полигон используется США и некото­рыми другими странами НАТО.

На полигоне оборудовано шесть стартовых площадок. Вдоль трасс полета расположено более 200 контрольно-измерительных Пунктов и две телеметрические системы.

Для полигона характерен сухой климат и наличие большого Количества безоблачных дней в году, что облегчает проведение Пусков ракет-носителей.

Персонал полигона Вумера 6000 человек. Руководящий орган Полигона — Научно-исследовательский центр по разработке воо­ружения—расположен в г. Солсбери.