Астрономия, авиация, космонавтика -

Оглавление:

Введение 2

Характеристики ЖРД отдельных ступеней 2

Схематическое изображение ракеты-носителя 3

Сравнение программ полета ракет серии лАриан╗ 4

О конкуренции между лСпейс Шаттл╗ и лАриан╗ 4

Перспективные модели лАриан-3╗ и лАриан-4╗ 4

Перспективы эксплуатации 5

Стартовый комплекс 5

Некоторые исторические факты 6

Пятый запуск (L-5) 7

Шестой запуск (L-6) 7

Планы запусков ракет-носителей лАриан╗ 8

О затратах на программу лАриан╗ 8

Список литературы 9

Западноевропейская организация ESA в 1983 году занималась разработкой ракет-носителей лАриан-2╗ и лАриан-3╗, представляющие собой усовершенствованные варианты эксплуатируемой в настоящее время ракеты-носителя лАриан-1╗. Ракета лАриан-1╗ может вывести на орбиту с высотой перигерия 200 км, высотой апогея ~ 36 000 км и наклонением 8░ полезную нагрузку массой 1780 кг, ракета лАриан-2╗ - 2210 кг, ракета лАриан-3╗ Ц 2580 кг. Ракета лАриан-3╗ представляет собой ракету лАриан-2╗, дополнительно оснащенную стартовыми ускорителями. Первой была запущена ракета лАриан-3╗.

Ниже перечисляются основные отличия ракеты лАриан-3╗ от ракеты лАриан-1╗ (на рис. 1 показано местоположение элементов и узлов ракеты лАриан-3╗, имеющих эти отличия).

1. Изменена форма (с конуса) на двойной конус) носка головного обтекателя, что позволило увеличить объем для размещения полезной нагрузки без увеличения длины и максимальной длины обтекателя.

2. Увеличена на 0.5 м длина конструкции лСильда╗, размещаемой под головным обтекателем, что позволяет выводить на орбиту два спутника PAM-D.

3. Удлинен баковый отсек третьей ступени, что позволило увеличить запас топлива (жидкий водород и жидкий кислород) на ступени с 8 до 10.5 т.

4. Давление в камере сгорания ЖРД НМ-7 на третьей ступени повышено с 30 до 35 атм.

5. Длина сопла ЖРД третьей ступени увеличена на 0.2 м, что позволило повысить удельный импульс примерно на 4 кг*с/кг.

6. Давление в камере сгорания ЖРД лВикинг-4╗ на второй ступени увеличено с 53.5 до 58.5 атм. В этом ЖРД, а также в ЖРД, лВикинг-5╗ на первой ступени, в качестве горючего используется не чистый несимметричный диметилгидрозин (НДМГ), а смесь НДМГ (75%) с гидразингидратом (25%), что уменьшило вероятность возникновения неустойчивого горения.

7. Модифицирован межбаковый отсек первой ступени в расчете на крепление подвесных твердотопливных ускорителей.

8. Предусмотрено использование двух твердотопливных ускорителей.

9. Модифицирована подмоторная рама ЖРД первой ступени в расчете на крепление подвесных ускорителей.

10. Давление в камере сгорания ЖРД лВикинг-5╗ на первой ступени увеличено с 53.5 до 58.5 атм.

Характеристики ЖРД отдельных ступеней и стартовых ускорителей ракеты лАриан-3╗:

Название и число двигателей

Топливо

(масса, т)

Тяга, т

Давление в камере сгорания, атм

Продолжи-тельность работы, с

Стартовые ускорители

2 РДТТ

Твердое

(2х7.3)

26-30

Первая ступень

4 ЖРД

лВикинг-5╗

N₂0₄

(94.2)

НДМГ+гид-

разингидрат

(50.9)

(на уровне моря)

58.5

142

Вторая ступень

1 ЖРД

лВикинг-4╗

N₂O₄

(21.7)

НДМГ+ гид-разингидрат

(11.8)

(в вакууме)

58.5

140

Третья ступень

1 ЖРД

НМ-7

Н₂

(2.4)

О₂

(8.1)

(в вакууме)

735

Сравнение программ полета ракет лАриан-1╗, лАриан-2╗ и лАриан-3╗:

	лАриан-1╗	лАриан-2╗	лАриан-3╗
Бортовое время отделения ускорителей, с			34
Высота полета в этот момент, км			4
Скорость полета в этот момент, м/с			255
Бортовое время отделения первой ступени, с	154	144	138
Высота полета в этот момент, км	57	51	55
Скорость полета в этот момент, м/с	1810	1850	2100
Бортовое время отделения головного обтекателя, с	250	225	219
Высота полета в этот момент, км	108	107	108
Скорость полета в этот момент, м/с	3250	3040	3165
Бортовое время отделения второй ступени, с	298	273	273
Высота полета в этот момент, км	141	146	147
Скорость полета в этот момент, м/с	4740	4470	4725
Бортовое время вывода пол. нагрузки на орбиту, с	870	994	994
Высота полета в этот момент, км	212	210	216
Скорость полета в этот момент, м/с	9755	9755	9750

Затраты на разработку ракет лАриан-2╗ и лАриан-3╗ оценивают примерно в 75 млн. долл. в

ценах 1979 года. Для сравнения указывается, что затраты на разработку ракеты-носителя лАриан-1╗ превысили 1 млрд. долл. в ценах 1980 года.

О конкуренции между МТКК лСпейс Шаттл╗ и западноевропейской ракетой-носителем лАриан╗

Как уже сообщалось, консорциум ITSO предпочел МТКК лСпейс Шаттл╗ ракете-носителю лАриан-4-4LP╗ в качестве носителя для первых двух спутников модели INTELSAT-6. По мнению наблюдателей, одной из причин такого решения были меньшие затраты в случае использования МТКК, причем NASA в данном случае понизило стоимость фрахта по сравнению с объявленной фиксированной величиной для периода с 1 октября 1985 года по 30 сентября 1988 года. Характерно, что впервые в своей практике NASA запретило распространять какую-либо информацию о финансовой стороне своего предложения.

Сообщается, что в конкурентной борьбе за предоставление носителей для остальных трех спутников модели INTELSAT-6 консорциум лАрианспейс╗ пересмотрел финансовую сторону своего предложения.

Перспективные модели лАриан-3╗ и лАриан-4╗

Ракеты-носители лАриан-4╗ должны использовать навесные твердотопливные и жидкостные ускорители. Твердотопливные ускорители изготовляет итальянская фирма Difesa e Spazio, жидкостные Ц западногерманский концерн MBB/ERNO. Контракт (30 млн. марок) на жидкостные ускорители предусматривает изготовление шести образцов: двух для прочностных и вибрационных испытаний (с середины 1984 года), двух для огневых испытаний (в конце 1984 года) и двух для летних испытаний в составе первой ракеты лАриан-4╗, запуск которой был намечен на конец 1985 года. Концерн MBB/ERNO привлек итальянскую фирму Aeritalia (топливные баки), бельгийскую фирму SABCA (подмоторная рама, межбаковый отсек и передняя юбка), французское объединение Aerospatiable (система отделения) и нидерландскую фирму Fokker (головной обтекатель). Для упрощения конструкции ускорителя средства управления его воспламенительным устройством, пиротехническими устройствами и телеметрической системой размещены в межбаковом отсеке первой ступени ракеты, где

имеется достаточный свободный объем. Сборка ускорителя будет производиться на заводе концерна MBB/ERNO в Бремене (ФРГ). Планируется сборка в горизонтальном положении, а не в вертикальном, как практикуется в настоящее время для ступеней ракеты лАриан╗. Указывается, что в результате затраты на сборку сократятся в четыре раза за счет рабочих платформ и другого специализированного оборудования.

Национальное управление аэрокосмических исследований (ONERA) планирует провести в аэродинамической трубе испытания действующей масштабной модели лАриан-4╗ для оценки аэродинамических характеристик и истекающего потока газов двигателей. В частности, в 1984 году намечены испытания модели ракеты лАриан-4-4L╗, которая имеет наилучшие энергетические характеристики из всех вариантов ракеты лАриан-4╗. Модель оснащается восемью работающими ЖРД (четыре ЖРД первой ступени и четыре ЖРД навесных жидкостных блоков).

Твердотопливные ускорители для ракеты лАриан-3╗ разработала итальянская фирма Difesa e Spazio. Первые испытания ускорителя были неудачными, все последующие Ц успешными. После восьмых испытаний, проведенных 15 июля 1983 года, ускоритель получил свидетельство о летной годности. При седьмых испытаниях ускоритель был установлен вертикально, при всех прочих Ц горизонтально.

Перспективы эксплуатации

Консорциум лАрианспейс╗, эксплуатирующий западноевропейские ракеты-носители лАриан╗, сообщил, что он получил заявку на запуск этой ракетой-носителем итальянского предэксплуатационного спутника связи лИталсат╗ в 1987 году. С учетом этой заявки окончательно утверждены запуски 22 спутников ракетами-носителями лАриан╗. Владельцы этих спутников должны выплатить консорциуму лАрианспейс╗ в общей сложности около 600 млн. долл. Отмечается, что примерно половина заявок исходит от владельцев полезных нагрузок из неевропейских стран. До настоящего времени консорциум лАрианспейс╗ заказал 24 ракеты-носителя лАриан╗.

Стартовый комплекс

На полигоне Куру во Французской Гвинее сооружается второй стартовый комплекс для ракет-носителей лАриан╗. На этом комплексе предусматривается использование двух мобильных стартовых столов: одного для ракет лАриан-2╗ и лАриан-3╗, второго для ракет лАриан-4╗. Первый стол имеет большую высоту, поскольку высота ракет лАриан-2╗ и лАриан-3╗ меньше, чем ракеты лАриан-4╗. Опоры для ракеты на стартовом столе по контракту (3.5 млн. фнт. стерл. в ценах 1980 года), организации ESA создает английская фирма British Aerospace Dynamic. Опоры для стартового стола ракет лАриан-2╗ и лАриан-3╗ фирма должна поставить в конце 1984 года, для стартового стола ракет лАриан-4╗ - начале 1985 года. Первый запуск ракеты лАриан-3╗ со стартового комплекса ELA-2 намечен на начало 1985 года, первый запуск ракеты лАриан-4╗ - на декабрь 1985 года.

С комплекса ELA-2 можно будет ежегодно запускать 12 ракет-носителей лАриан╗ (с комплекса ELA-1 Ц шесть). Потребные затраты на его строительство оценивают в 700 млн. франков. На строительстве занято 450 человек, из них 150 прибыли из западноевропейских стран. Строительство ведут французские (52,7% от стоимости работ), западногерманские (22%), бельгийские (11,5%), английские, датские, испанские, итальянские и швейцарские фирмы.

Некоторые исторические факты

ВЕЛИКОБРИТАНИЯ

О спутниках лЮнисат╗

Этот спутник обеспечит ретрансляцию двух программ лБи-Би-Си╗ на Великобританию и Западную Европу, а, кроме того, передачу данных с высокой информативностью между абонентами Великобритании и абонентами США (в последнем случае Ц с использованием в качестве ретрансляторов спутников INTELSAT). Первый спутник лЮнисат╗ планируют вывести на орбиту в начале 1986 года предположительно ракетой-носителем лАриан-4╗.

ВЕЛИКОБРИТАНИЯ-ФРАНЦИЯ

О спутнике лЕвростар╗ (ESC / лТелеском I╗)

Английская фирма BAC и французская фирма Matra создали консорциум Satcom Int. Для разработки спутника лЕвростар╗. Экспериментальный образец спутника, получивший названия лАтос╗ и лST-100╗, должен быть выведен на стационарную орбиту в декабре 1985 года ракетой-носителем лАриан-4╗ при первом ее запуске.

ESA

О спутнике ERS-1 для исследования природных ресурсов

Западноевропейский спутник ERS-1, предназначенный для исследования природных ресурсов моря, должен быть запущен в конце 1987 года ракетой-носителем лАриан-3╗. Этот спутник будет использовать модифицированный отсек служебного оборудования, разработанный для французского спутника лСпот╗, предназначенного для исследования природных ресурсов суши. Модификации подвергнется энергетическая установка, которая должна обеспечить большую мощность, также бортовая двигательная установка, которая должна нести 300 кг гидразина, вдвое больше, чем на спутнике лСпот╗.

СКАНДИНАВСКИЕ СТРАНЫ

О спутнике лТеле-Х╗

Экспериментальный спутник связи лТеле-Х╗ должен быть запущен в 1986 году ракетой-носителем лАриан╗. Расчетная точка стояния на стационарной орбите Ц над 5˚ в.д. Масса спутника 2100 кг. Он должен использовать лплатформу╗ (корпус и служебные системы), разработанную для спутников TV-SAT и TDF-1. Спутник предназначен для непосредственного телевизионного вещания на скандинавские страны с использованием диапазонов 12/18 ГГц и на передачу цифровых данных и видеоинформации с использованием диапазонов 12/14 ГГц. Расчетная продолжительность эксплуатации спутника 7 лет.

Пятый запуск (L-5)

10 сентября на полигоне Куру состоялся пятый запуск (запуск L-5) ракеты-носителя лАриан╗. Это был первый эксплуатационный запуск ракеты (после четырех запусков в рамках летно-конструкторских испытаний), при котором она должна была вывести на орбиту два спутника западноевропейской организации ESA: лМарекс В╗ и лСирио II╗. Однако, вследствие аварии ракеты-носителя, спутники на орбиту не вышли.

На ракете-носителе лАриан╗ спутник лСирио II╗ размещался внутри конструкции лСильда╗, а спутник лМарекс В╗ Ц на этой конструкции. Масса конструкции лСильда╗, которая при запуске L-5 использовалась впервые, 185 кг, она крепится болтами непосредственно к конусу из алюминиевого сплава на отсеке оборудования ракеты.

Для замены этих спутников организация ESA предполагает запустить спутники лМарекс С╗ и лСирио IIB╗, но это будет возможно не ранее 1984 года.

Старт ракеты-носителя лАриан╗ был назначен на 2 ч 15 мин 10 сентября по Гринвичу. Фактически запуск состоялся в 2 ч 12 мин. Первые две ступени ракеты-носителя отработали нормально. Водородно-кислородный ЖРД НМ-7 третьей ступени, в соответствии с расчетной программой полета, был включен в Т[1] + 285 с. В Т + 560 с было зарегистрировано падение скорости вращения турбины ТНА третьей ступени с 61 800 до 60 800 об/мин, а спустя 1 с, - до 30 000 об/мин. В Т + 610 с скорость вращения турбины упала до нуля. Параллельно с уменьшением скорости вращения турбины снижалось давление в камере сгорания ЖРД НМ-7, которая упала с номинального (32 атм) до нуля. ЖРД НМ-7 проработал 5 мин 25 с вместо ~ 10 мин. В официальном сообщении указывалось: лВсе прочие рабочие параметры третьей ступени, в частности, давление в топливных баках и в системе наддува соответствовали расчетным. Таким образом, причиной аварии, по-видимому, явилось прекращение работы двигательной установки вследствие выхода из строя ТНА╗. В момент аварии третья ступень с полезной нагрузкой находилась на высоте ~ 200 км и имело скорость ~ 7 км/с, в то время как программа полета предусматривала достижение в конце работы ЖРД третьей ступени скорости 10,25 км/с, необходимой для вывода полезной нагрузки на переходную эллиптическую орбиту с высотой апогея ~ 36 000 км. Ступень с полезной нагрузкой упала в Атлантический океан.

Одной из задач запуска L-5 было слежение за отделившейся первой ступенью ракеты-носителя лАриан╗ для точного определения ее точки падения. Штатная программа полета ракет-носителей лАриан╗ предусматривает подрыв первой ступени после ее отделения, однако при полете L-5 соответствующая команда выдана не была. Слежение за полетом отделившейся ступени осуществлялось с целью получения информации, важной запланированного в будущем спасения ступени для ее повторного использования. При запуске L-5 первая ступень никаких средств спасения не несла. Ступень в полете не разрушилась, но при падении в океан распалась на несколько кусков. Один из них (бак окислителя) был спасен специально высланным судном.

Шестой запуск (L-6)

16 июня 1983 года с полигона Куру был осуществлен шестой запуск ракеты-носителя лАриан╗. В качестве полезной нагрузки на ракете были установлены спутники ESC-I (масса 1043 кг) для использования западноевропейской региональной системы связи и лАмсат-Оскар Х╗ (масса 130 кг) для использования радиолюбителями. Запуск прошел успешно. Спутники были выведены на орбиту с высотой перигея ~ 1500 км и высотой апогея ~ 36 000 км. Спутник лАмсат- Оскар Х╗ рассчитан на эксплуатацию в течение 3 лет, ESC-I Ц 7 лет.

Планы запусков ракет-носителей лАриан╗

После аварии ракеты-носителя лАриан╗ при запуске L-5 были разработаны новые планы запусков этих ракет. Для запусков L-6, Е L-9 и L-20 должны использоваться ракеты-носители лАриан-1╗, для запусков L-10, Е L-19, L-21 и L-22 Ц ракеты лАриан-2╗ или лАриан-3╗, для запуска L-23 Ц ракеты лАриан-4╗. Запуски L-6, Е L-9 осуществляет западноевропейская организация ESA, все последующие Ц консорциум лАрианспейс╗. С января 1985 года запуски становятся более частыми в связи с вводом в строй второго стартового комплекса на полигоне Куру.

Американский бюллетень Aerospace Daily пишет, что в случае еще одной аварии ракеты некоторые организации-владельцы полезных нагрузок могут расторгнуть свои соглашения с консорциумом лАрианспейс╗ и искать другие носители, при этом NASA надеется, что они выберут МТКК лСпейс Шаттл╗. Бюллетень сообщает, что NASA проявляет особую заинтересованность в привлечении к использованию МТКК владельцев спутников лУэстар╗, ESC, лДжистар╗, SPC и STC.

Согласно первоначальным планам, полезной нагрузкой ракеты-носителя лАриан╗ при запуске L-6 должен был стать научный спутник лЭкзосат╗, принадлежащий западноевропейской организации ESA. Запуск этого спутника ракетой лАриан╗ не принесет организации ESA никакого дохода, поэтому она решила использовать для запуска этого спутника американскую ракету-носитель лТорад-Дельта╗, с тем чтобы лрасчистить путь╗ для коммерческой эксплуатации ракеты-носителя лАриан╗, что, по словам руководителей организации ESA, лявляется основным назначением ракеты╗. Запуски L-7, L-8 и L-9 со спутниками модели INTELSAT-5 относятся именно к этой категории. Решение закупить для запуска спутника лЭкзосат╗ американскую ракету-носитель обусловлено и тем обстоятельством, что локно╗ для запуска ограничено характером научных исследований с использованием этого спутника. Как сообщил один из руководителей организации ESA: лНе представлялось возможности откладывать запуск спутника лЭкзосат╗ до того времени, когда для этого удастся выделить ракету-носитель лАриан╗. Американский журнал Science сообщает, что решение о запуске спутника лЭкзосат╗ американской ракетой принято под давлением западноевропейских астрономов, опасающихся, в частности, что дальнейшая отсрочка отразится на характеристиках некоторых приборов. Например, могут ухудшится свойства бериллиевого окна в детекторе частиц средней энергии.

О затратах на программу лАриан╗

Жан-Пьер Шевенман, министр научных исследований и промышленности Франции, привел некоторые данные о затратах на программу лАриан╗. Общие затраты к концу 1985 года, т.е. к завершению разработки ракеты-носителя лАриан-4╗, составят 8 млрд. франков (1,16 млрд. долл.). С 1973 г. по 1981 г. включительно израсходовано свыше 5 млрд. франков. На 1982 год ассигновано ~ 600 млн. франков, на 1983 г. запрашивалось 1293 млн. франков. Из упомянутой суммы 5 млрд. франков на долю Франции приходится 3,5 млрд. франков, а всего до конца

1985 г. Франция затратит на программу лАриан╗ ~ 5,55 млрд. франков.

Шевенман заявил также, что аварийные запуски LO-2 и L-5 привели к потере 800 млн. франков. В эту сумму входят 450 млн. франков, необходимых на лвосстановление╗ спутников лМарекс В╗ и лСирио II╗, утраченных при запуске L-5. Упомянутые аварии вызвали

17 месячную задержку в работах, а каждый лишний месяц, согласно сообщению Шевенмана, обходится в 20 млн. франков.

Литература

1. Подшивка еженедельного журнала лРакетная космическая техника╗ № 1-26 за 1983 год

2. Подшивка еженедельного журнала лРакетная космическая техника╗ № 27-52 за 1983 год

[1] Т- момент старта.