Vikupautomsk.ru

Выкуп Авто МСК
0 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Проведены успешные испытания двигателя НК-33 для легкой ракеты; ОРУЖИЕ РОССИИ Информационное агентство

Проведены успешные испытания двигателя НК-33 для легкой ракеты «Союз-2.1в» — ОРУЖИЕ РОССИИ Информационное агентство

Специалисты «Объединенной двигателестроительной корпорации» успешно провели испытания жидкостного ракетного двигателя НК-33 для легкой ракеты-носителя «Союз-2.1в», сообщили в понедельник в пресс-службе компании.

«Двигатель испытывался положенные 40 секунд: в его составе прошла проверку конструктивно доработанная камера сгорания и вновь изготовленная пусковая камера»

«ОДК провела приемо-сдаточные испытания «летного» двигателя по программе «Союз-2-1в». Замечаний к работе изделия на стенде нет. В течение двух недель будет завершена окончательная подготовка пятого летного НК-33 к отправке заказчику — Ракетно-космическому центру «Прогресс», — говорится в сообщении. Согласно сообщению, двигатель испытывался положенные 40 секунд: в его составе прошла проверку конструктивно доработанная камера сгорания и вновь изготовленная пусковая камера.

Ракета-носитель легкого класса «Союз-2.1в» — новая ракета, первый испытательный пуск которой состоялся после неоднократных переносов с космодрома Плесецк 28 декабря 2013 года. Создание этой ракеты обусловлено увеличением потребности мирового рынка в запусках малых космических аппаратов. «Союз-2.1в» в том числе заменит конверсионные ракеты «Рокот», пуски которых завершаются с Плесецка в ближайшие годы.

ОДК (входит в Госкорпорацию «Ростех») — интегрированная структура, специализирующаяся на разработке, серийном изготовлении и сервисном обслуживании двигателей для военной и гражданской авиации, космических программ и военно-морского флота, а также нефтегазовой промышленности и энергетики.

Техническая справка

РН «Союз-2» этапа 1В — двухступенчатая ракета-носитель легкого класса предназначена для запуска КА с доработанного стартового комплекса РН «Cоюз-2», расположенного на космодроме «Плесецк». Ракета-носитель разрабатывается на базе РН «Союз-2» этапа 1Б, со снятием боковых блоков, установкой на центральном блоке двигателя НК-33А и рулевого двигателя РД0110Р (разработки ОАО «КБХА»).

Фото: Роскосмос

Блок второй ступени заимствуется с доработкой с блока 3 ступени РН «Союз-2» этапа 1Б. Разработка РН легкого класса обусловлена наблюдающейся в настоящее время тенденцией к увеличению потребности запуска малых КА. Создание РН «Союз-2» этапа 1В с использованием блоков РН «Союз-2» этапа 1Б, существующих технического и стартового комплексов позволяет резко снизить затраты на разработку, эксплуатацию и запуск.

Для обеспечения устойчивости и управляемости и работы систем регулирования РН «Союз-2-1В» используется система управления с РН «Союз-2» этапа 1Б с доработкой программно-математического обеспечения и изменением приборного состава.

На РН «Союз-2-1В» для сопряжения со стартовым устройством произведены следующие доработки: · на блоке 1 ступени устанавливаются 4 кронштейна под несущие стрелы стартового сооружения; на хвостовом отсеке блока 1 ступени устанавливаются 4 кронштейна под направляющие устройства стартового сооружения.


Техническая справка

НК-33 (11Д111) — жидкостный ракетный двигатель, разработанный СНТК им. Н.Д. Кузнецова.

Фото: Виталий Кузьмин

Основные сведения

Разработан на базе двигателя НК-15, устанавливавшегося на 1-й ступени ракеты-носителя Н-1. После четырёх испытательных полётов Н-1, завершившихся авариями, работы по ней были прекращены, несмотря на то, что была изготовлена следующая ракета с установленными двигателями НК-33, отличавшимися возможностью проведения многократных огневых испытаний и увеличенным ресурсом. Некоторые экземпляры НК-33 наработали в общей сложности до 14 тыс. секунд. Двигатель НК-33 имеет чрезвычайно высокую надежность — 999,4. «Николай Дмитриевич Кузнецов в свое время решил это доказать, были проведены длительные испытания до отказа. НК-33 отработал без съема со стенда 16 пусков, наработал 15 тысяч секунд».

Использование его модификаций планируется на первых ступенях следующих ракет-носителей:

  • РН «Союз-2-3»
  • РН Kistler K-1
  • РН «Союз-2.1В»
  • Антарес(Taurus II) компанииOrbital Sciences Corporation.

Однокамерный двигатель закрытого цикла работает на паре кислород-керосин c дожиганием окислительного газа. Не имеет ни рулевых камер, ни поворотных сопел — при изначальном применении на ракете-носителе Н-1 для управления по каналам тангажа и рысканья использовалось рассогласование тяги противоположных двигателей.

Изначально не планировалось возобновление производства этого ЖРД и предполагалось использование готовых двигателей со склада из запаса для ракета-носителя Н1 советской лунной программы. Однако в 2009 году появились сообщения о планах начать производство НК-33 в России в интересах российских и зарубежных заказчиков начиная с 2014 года.

По состоянию на 26 апреля 2012 года двигатель НК-33А завершил цикл межведомственных испытаний. В течение полутора месяцев с этой даты Межведомственная комиссия вынесет решение о допуске к серийному производству НК-33А, а также к летным испытаниям.

В апреле 2013 года Владимир Солнцев сообщил, что производство НК-33 возобновляться не будет. По исчерпанию запаса старых двигателей (их имеется около 20 штук) на «Союз-2.1в» будет устанавливаться новый двигатель РД-193, разрабатываемый на основе РД-191.

В августе 2014 года на площадке в посёлке Винтай прошли новые испытания двигателя НК-33 специалистами ОАО «Кузнецов» при участии специалистов американской двигателестроительной компании «Аэроджет Рокетдайн». В изделие были введены новые узлы камеры сгорания: коллектор и некоторые детали агрегатов двигателя. Общая наработка по итогам трёх стендовых проверок составила 616 секунд. Двигатель отработал успешно, подтвердив все требуемые параметры.

Модификации НК-33

НК-33-1

НК-33-1 — разработанная СНТК им. Н.Д. Кузнецова модификация двигателя НК-33. Планируется применение этой модификации на второй ступени ракеты-носителя «Союз-2-3» (ранее РН «Аврора»).

Эта модификация, в отличие от базового НК-33, имеет узел управления вектором тяги (карданный шарнир для отклонения камеры) и выдвигающийся насадок для оптимизации степени расширения сопла на высоте больше 10 км.

НК-33А

Модификация двигателя НК-33, производство которой планируется для российских космических программ, а также для потенциальных зарубежных заказчиков. В апреле 2012 года завершены межведомственные испытания двигателя НК-33А.

AJ-26 — семейство разработанных компанией Аэроджет и лицензированных в США модификаций двигателя НК-33 (AJ26-58, AJ26-62) для использования на американских ракетах-носителях (в том числе Антарес), создаваемых путём снятия некоторой оснастки с оригинальных НК-33 (из числа 37 экземпляров, приобретённых у СНТК им. Н. Д. Кузнецова), добавления американской электроники, проверки двигателя на совместимость с производимым в США топливом, а также оснащения карданным шарниром для управления вектором тяги (аналогично НК-33-1).

Первый полет ракеты Антарес с двумя двигателями AJ-26 состоялся 21.04.2013

По предварительным данным причиной крушения Антареса 31 октября 2014 года стала авария этого двигателя. Это стало причиной отказа от их использования.

Тактико-технические показатели

Ракета носитель «Циклон-3»

Стартовая масса187 т
Габаритные размеры:
общая длина39,3 м
диаметр3 м
диаметр головного обтекателя2,7 м
Количество ступеней3
Система управленияавтономная, инерциальная
Топливо на всех ступеняхжидкое, самовоспламеняющееся, с высококипящими компонентами (окислитель — AT, горючее — НДМГ)
Масса выводимой полезной нагрузки:
Н KB = 200 км3,6 т
H KD = 1000 км2,5 т
Точность выведения:
на круговую орбиту высотой 600 км:по высоте орбиты ±15 км; по периоду обращения ±5 с
на круговую орбиту высотой 1500 км:по высоте орбиты ±25 км; по периоду обращения ±12 с
Максимальное количество КА, выводимых в одном пуске6
Тип стартаназемный, автоматизированный
Уровень автоматизации предстартовой подготовки и пуска РН100%

Описание:

Ракета-носитель (РН) «Циклон-3» (11К68) представляет собой трехступенчатую ракету легкого класса для запуска косми­ческих аппаратов различного назначения на низкие и средние круговые и эллиптические околоземные орбиты.

Читать еще:  Электромеханическая характеристика двигателя постоянного тока с последовательным

Ракета космического назначения «Циклон-3» создана на базе двухступенчатой межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) Р-36 (8К69). Постановление правительства о разработке носителя 11К68 вышло 2 января 1970 г. Летно-конструкторские испытания РН «Циклон-3» начались 24 июня 1977 г. на космодроме Плесецк. В штатную эксплуатацию ракета принята в 1979 году. За время летных испытаний и штатной эксплуатации осуществлен 121 пуск данного носителя. На различные околоземные орбиты выведено свыше 230 космических аппаратов (КА) военного и народнохозяйс­твенного назначения. Также проводились запуски КА в рамках программ международ­ного сотрудничества.

Ракета «Циклон-3» выполнена по классической схеме «тандем», все ее ступени соединены последовательно. Третья ступень выполнена в ампульном варианте, обеспе­чивающем длительное хранение ракеты в заправленном состоянии.

Двигатели всех ступеней РН работают на самовоспламеняющемся, с высококипящими компонентами топливе: окислитель — азотный тетраоксид (AT); горючее — несимметричный диметилгидразин (НДМГ).

Важной особенностью РН «Циклон-3» является возможность двукратного запуска двигателя третьей ступени в условиях невесомости, что существенно расширяет возможности запуска КА на различные орбиты.

Система управления РН «Циклон-3» состоит из двух автономных систем: системы управления первой и второй ступеней и системы управления третьей ступени. Первая обеспечивает предстартовую подготовку, старт и управление движением РН до момента отде­ления третьей ступени, вторая — управление полетом на последующих участках выведения КА на орбиту.

Первая и вторая ступени РН «Циклон-3» (с учетом незначительных доработок) идентичны ступеням РН «Циклон-2» (11К69), разработанной на базе МБР Р-36.

Первая ступень состоит из переходного отсека (переходника), бака окислителя, приборного отсека, бака горючего и хвостового отсека.

Переходник представляет собой цилиндрический отсек клепаной конструкции, предназначенный для соединения первой и второй ступеней.

Приборный отсек предназначен для соединения бака окислителя и бака горючего первой ступени и размещения некоторых приборов системы управления и телеизмерений. По конструкции он аналогичен переходнику

Баки окислителя и горючего по конструкции аналогичны и представляют собой цилиндрические обечайки, закрытые с торцов сферическими днищами. Наддув топливных баков РН осуществляется продуктами сгорания самих компонентов топлива.

В хвостовом отсеке цилиндрической формы размещается двигательная установка ступени и ряд агрегатов, а также пневмогидравлическая система. На нем имеются четыре опоры, с помощью которых РН устанавливается на пусковое устройство. Конструкция отсека — клепаная, аналогичная конструкции переходника и приборного отсека. На боковой поверхности хвостового отсека смонтированы четыре обтекателя, в которых размещены камеры рулевых двигателей. В каждом из этих обтекателей располагается также пороховой тормозной двигатель.

Двигательная установка первой ступени состоит из маршевого РД-261 и рулевого РД-68М.

Маршевый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) РД-261 с турбонасосной системой подачи топлива разработан на НПО «Энергомаш» и выполнен по схеме без дожигания генераторного газа. Конструктивно этот шестикамерный двигатель состоит из трех одинаковых синхронно функционирующих блоков, собранных на общей раме и имеющих общую кабельную сеть. Каждый блок имеет две камеры, турбонасосный агрегат (ТНА) с рамой, восстановительный газогенератор (ГГ), пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы.

Запуск всех трех блоков двигателя происходит синхронно примерно через две секунды после запуска рулевого двигателя. Первоначальная раскрутка ТНА осуществляется пороховыми стар­терами.

Рулевой двигатель РД-68М разра­ботки ГКБ «Южное» (г. Днепропетровск, Украина) имеет турбонасосную систему подачи и выполнен по схеме без дожи­гания. Он включает в себя четыре поворотные камеры (угол поворота ± 42°), ТНА, восстановительный ГГ, пороховой стартер, агрегаты автоматики и трубопроводы. Запуск и выключение — одноступенчатые. Поворот камер осуществляется гидроприводами.

Разделение ступеней обеспечивается за счет создания ускорения второй ступени работой рулевого двигателя и торможения отделяющейся части первой ступени срабатыванием РДТТ.

Вторая ступень состоит из трех отсеков — приборного, топливного и хвостового.

Приборный отсек клепаной конструкции из алюминиевых сплавов имеет коническую форму.

Топливный отсек представляет собой цилиндрическую оболочку, снабженную тремя сферическими днищами — верхним, промежуточным и нижним. Промежуточное днище делит объем топливного отсека на две полости — окис­лителя (верхнюю) и горючего (нижнюю). Наддув полостей в полете осуществляется от специальных газогенераторов.

Хвостовой отсек клепаной конструкции аналогичен хвостовому отсеку первой ступени. В нем смонтированы двигательная установка (ДУ) и агрегаты пневмогидравлической схемы второй ступени.

ДУ второй ступени также включает в себя два двигателя: маршевый РД-262 и рулевой РД-69М.

Маршевый двигатель второй ступени РД-262 разработан НПО «Энергомаш». Конструктивно РД-262 представляет собой «высотный» вариант одного блока двигателя РД-261 и имеет две камеры с увеличенным соплом и ТНА, расположенный между ними. С целью повышения экономичности выхлопной патрубок турбины заменен соплом. Истекая через сопло, отработавшие на турбине ТНА генераторные газы создают дополнительную тягу.

Рулевой двигатель второй ступени РД-69М разработки ГКБ «Южное» расположен идентично рулевому двигателю первой ступени. Он имеет четыре поворотные камеры, ТНА, восстановительный ГГ, агрегаты автоматики, пиростартер. По конструкции он также аналогичен рулевому двигателю первой ступени.

Разделение второй и третьей ступеней «холодное» и обеспечивается торможением корпуса отделяющейся части второй ступени с помощью двух РДТТ.

Третья ступень ракеты-носителя «Циклон-3» разработана в ампульном варианте на базе двигателя ГКБ «Южное» и состоит из рамы, топливного и хвостового отсеков.

Рама, к которой стыкуется КА, устанавливается в верхней части ступени.

Топливный отсек представляет собой тороидальный бак, состоящий из наружной и внутренней цилиндрических обечаек и трех днищ — верхнего, среднего и нижнего. Среднее днище разделяет топливный отсек (ТО) на две полости — окислителя и горючего. Наддув топливных баков третьей ступени осуществляется гелием из шаробаллона высокого давления. Запуск двигательной установки третьей ступени в невесомости обеспечивают сетчатые разделители вблизи устройств забора топлива. Во внутренней полости, образованной топливным отсеком, размещен маршевый ЖРД третьей ступени 11Д25.

Хвостовой отсек предназначен для размещения исполнительных органов системы управления с приводами и ЖРД малой тяги.

Двигатель включает в себя камеру, ТНА, восстановительный ГГ, два пиростартера, систему выброса генераторных газов, раму, агрегаты автоматики и другие элементы. Все агрегаты ЖРД смонтированы на раме, которая крепится к нижнему шпангоуту бака горючего.

Создание управляющих усилий по всем каналам управления на участках работы основного двигателя третьей ступени обеспечивается перепуском генераторного газа после турбины через неподвижные сопла с помощью системы газораспределения. На пассивных участках полета управляющие усилия создаются включением ЖРД малой тяги.

Помимо маршевого двигателя, третья ступень РН «Циклон-3» снабжена специальной жидкостной реактивной систе­мой управления (ЖРС 11Д75), предназначенной для успокоения ступени с КА после отделения, ее ориентации и стабилизации в «свободном» полете и обеспечения запуска ее маршевого двигателя в условиях невесомости. Она работает на том же топливе, что и маршевый двигатель ступени, и фактически представляет собой ЖРД с вытеснительной подачей компонентов. В состав данной системы, питаемой из основных баков, входят десять неподвижных миниатюрных камер, пускоотсечные электрогидроклапаны, трубопроводы и элементы крепления на ступени. Восемь камер используются для обеспечения ориентации и стабилизации ступени по тангажу, рысканию и крену, а две — для создания осевой перегрузки перед повторным запуском маршевого ЖРД.

Читать еще:  Шевроле авео на каких двигателях цепь

Третья ступень и КА размещаются под головным обтекателем, который сбрасывается во время полета второй ступени после прохождения плотных слоев атмосферы. Для отделения КА используется энергия восьми пружинных толкателей.

Боевые ракетные комплексы

Ракета Р-7

Максимальная дальность стрельбы, км

Начальная масса ракеты, т

Масса головной части, т

Масса заправляемых компонентов ракетного топлива (жидкий кислород, керосин, перекись водорода, газ ), т

Скорость в момент выключения ДУ, м/с:

  • первой ступени
  • второй ступени

Тяга ДУ на земле
(первой и второй ступеней) , тс

Постановлением правительства от 13 февраля 1953 года предписывалось разработать эскизный проект двухступенчатой баллистической ракеты массой 170 т с отделяющейся головной частью массой 3000 кг и дальностью 8000 км. В октябре 1953 года изменяется проектное задание: масса боевого заряда увеличивается до 3000 кг (общая масса головной части ракеты — до 5500 кг) при сохранении дальности полета, то есть проект требовал серьезной переработки.
В январе 1954 года состоялось совещание главных конструкторов С.П. Королева, В.П. Бармина, В.П. Глушко, Б.М. Коноплева, В.И. Кузнецова, Н.А. Пилюгина с участием М.И. Борисенко, К.Д. Бушуева, С.С. Крюкова и В.П. Мишина, на котором обсуждался вопрос о дальнейших работах по ракете в связи с увеличением массы головной части. На совещании было принято решение об использовании унифицированного двигателя сравнительно небольших размеров для всех блоков, ограничении габаритов блоков, допускающих их транспортирование железнодорожным транспортом. Из-за условий эксплуатации пришлось создавать стационарное наземное оборудование с нетрадиционным способом подвески ракеты на специальных отбрасываемых фермах, что позволило не нагружать нижнюю часть ракеты при стоянке и уменьшить ее массу.
Для обеспечения заданной точности стрельбы разброс импульса последействия тяги двигателей должен быть в строго фиксированном диапазоне, однако на стадии эскизного проектирования ОКБ-456 (В.П. Глушко) не сумело решить этот вопрос. Тогда было решено в качестве управляющих органов впервые использовать рулевые камеры, которые обеспечивали бы конечную ступень тяги после выключения основного маршевого двигателя и требуемый импульс последействия. Вследствие отказа В.П. Глушко от разработки рулевых двигателей С.П. Королев поручил эту работу М.В. Мельникову. Рулевые двигатели с узлами качания, совмещенными с магистралями подвода компонентов топлива, отбираемых за турбонасосным агрегатом основного двигателя, имели тягу 2,5 тс. На каждом боковом блоке устанавливались по два рулевых двигателя, а на центральном блоке — четыре.
Создание рулевого двигателя потребовало решения многих научно-технических проблем и новых конструкций, нашедших применение и дальнейшее развитие в последующих разработках.
В феврале 1954 года были согласованы основные этапы отработки ракеты и 20 мая 1954 года принято Постановление по разработке двухступенчатой баллистической ракеты Р-7. В приказе министра оборонной промышленности от 6 июля 1954 года особо подчеркивалось, что создание ракеты Р-7 является задачей государственной важности и все работы должны завершиться в указанный срок.
Конструкция ракеты Р-7 принципиально отличалась от всех ранее разработанных ракет своей компоновочной и силовой схемами, габаритами и массой, мощностью двигательных установок, количеством и назначением систем и т.п. Она состояла из четырех боковых блоков, которые крепились к центральному блоку. По внутренней компоновке как боковые, так и центральный блок были аналогичны одноступенчатым ракетам с передним расположением бака окислителя. Топливные баки всех блоков являлись несущими. Двигатели всех пяти блоков начинали работать с земли. На каждом блоке устанавливался унифицированный четырехкамерный ЖРД с тягой 80 — 90 тс. Система управления включала автомат стабилизации, обеспечивающий нормальную и боковую стабилизацию, систему регулирования кажущейся скорости и радиосистему управления дальностью и направлением. На центральном блоке установили систему регулирования одновременного опорожнения баков, ибо отсутствие такой системы приводило к большой потере дальности.
В выводах по проекту ракеты Р-7 было отмечено, что на стадии технического проекта потребуются серьезные экспериментальные работы по головной части, исследования и отработка систем регулирования двигателей, отработка камер сгорания с высокими энергетическими характеристиками, отработка аппаратуры системы управления, отработка органов управления (рулевые камеры) и систем разделения.
Эскизный проект ракеты Р-7 рассматривала экспертная комиссия во главе с академиком М.В. Келдышем, в которую входили видные ученые и представители заказчика. Комиссия признала, что представленные материалы могут быть положены в основу дальнейших работ. 20 ноября 1954 года эскизный проект ракеты Р-7 был одобрен Советом Министров СССР.
Работы по ракете Р-7 до ее полного завершения делились на три этапа:

  • первый состоял в доработке проекта по замечаниям экспертной комиссии, изготовлении двух партий ракет для стендовых и одной партии для летных испытаний;
  • второй включал испытания серии ракет по полной программе, внесение по их результатам изменений и последующую доработку ракет;
  • третий — изготовление партии ракет с уточненными характеристиками для проведения летных испытаний.

На первом этапе большие трудности вызвала отработка рулевого двигателя.
Теоретический чертеж ракеты Р-7 С.П. Королев утвердил 11 марта 1955 года, а 25 июля 1956 года были подписаны материалы уточненного эскизного проекта. разработка конструкторской документации на ракету Р-7 началась еще в 1953 году.
В 1956 году было изготовлено по два комплекта блоков А (центрального) и Б (одного из боковых) для стендовых испытаний и три макетных образца для наземной отработки. Одновременно изготовили первый летный образец , который в конце 1956 года был отправлен на полигон.
Во второй половине 1956 года принято решение о подключении к серийному изготовлению ракеты Р-7 Куйбышевского завода «Прогресс». Первые ракеты на заводе «Прогресс» собирались из деталей и узлов, изготовленных на заводе 88. В дальнейшем при заводе «Прогресс» был организован третий филиал ОКБ-1 во главе с заместителем главного конструктора Д.И. Козловым. Этому филиалу, в 1974 году преобразованному в самостоятельную организацию — Центральное специализированное конструкторское бюро, наше предприятие передало техническую документацию на ракету Р-7 и ее модификации для серийного изготовления на заводе «Прогресс».
Новизна конструкции ракеты, новые принципы построения пусковой установки требовали значительного объема экспериментальной отработки отдельных систем ракеты и всей ракеты в целом. В этих целях была разработана и проведена комплексная программа испытаний, которая включала:

  • испытания системы радиоуправления полетом ракеты Р-7 на ракете Р-5Р. С 31 мая по 15 июня 1956 года проведены три успешных пуска ракеты Р-5Р;
  • испытания в реальных условиях полета систем регулирования ракеты Р-7: системы одновременного опорожнения баков центрального блока, системы регулирования кажущейся скорости, системы нормальной и боковой стабилизации, телеметрической системы. В период с 16 февраля по 18 августа 1956 года проведено 10 пусков ракеты М5РД;
  • отработку безударного выхода ракеты из стартовой системы на Ленинградском Металлическом заводе. Испытания проводились с макетно-технологическим образцом ракеты Р-7 СН, который позволял заправлять баки водой с антикоррозийной присадкой;
  • проведение огневых испытаний ракетных блоков и ракеты в целом на стендовой базе филиала 2 НИИ-88 с июля 1956 по март 1957 года;
  • отработку кабины обслуживания пусковой установки и проверка ее сопряжения с хвостовыми отсеками блоков ракеты. Работы проводились в филиале 2 НИИ-88;
  • отработку системы отделения боковых блоков ракеты от центрального на специальной установке в филиале 2 НИИ-88;
  • отработку технологии подготовки ракеты к пуску и взаимодействия служб полигона. В марте 1957 года на техническую позицию прибыла первая ракета Р-7 № М1-5 для проведения летно-конструкторских испытаний (ЛКИ).
Читать еще:  Что такое двигатель скай актив мазда

10 апреля 1957 года состоялось первое заседание Государственной комиссии по проведению летных испытаний под председательством В.М. Рябикова (председатель ВПК), на которой С.П. Королев (технический руководитель) доложил о результатах экспериментальной отработки и подготовки ракеты Р-7 к началу летных испытаний.
5 мая 1957 года ракету Р-7 № М1-5 вывезли на стартовую позицию.
Первый пуск состоялся 15 мая 1957 года в 19 ч. 01 мин. по московскому времени. По визуальным наблюдениям полет протекал нормально, а затем в хвостовом отсеке стали заметны изменения в пламени истекающих газов из двигателей. Обработка телеметрической информации показала, что на 98-й секунде отвалился боковой блок Д и ракета потеряла устойчивость. Причиной аварии явилась негерметичность топливной магистрали горючего. Этот пуск позволил получить опытные данные по динамике старта и полета I ступени.
Второй пуск, назначенный на 11 июня 1957 года, не удался, несмотря на три попытки: при первых двух попытках из-за примерзания тарели главного кислородного клапана блока В происходил сброс схемы запуска, при третьей попытке произошло аварийное выключение двигательной установки на режиме предварительной ступени тяги из-за ошибки, допущенной при установке клапана азотной продувки магистрали окислителя центрального блока. Ракета снята с пускового устройства и возвращена на техническую позицию.
Третий пуск состоялся 12 июля 1957 года. На 33 секунде полета ракета потеряла устойчивость. Причиной аварии оказалось замыкание на корпусе цепей управляющего сигнала интегрирующего прибора по каналу вращения.
Четвертый пуск ракеты Р-7 21 августа 1957 года был успешным и ракета впервые достигла района цели. Основным недостатком этого пуска явилось разрушение головной части в плотных слоях атмосферы на нисходящим участке траектории. 27 августа 1957 года в средствах массовой информации было опубликовано сообщение ТАСС об испытании межконтинентальной баллистической ракеты.
Очередной пуск ракеты Р-7, проведенный 7 сентября 1957 года, в основном подтвердил результаты предыдущего пуска.
Положительные результаты полета ракет Р-7 на активном участке траектории позволили использовать их для запуска первых двух искусственных спутников Земли (типа ПС). В качестве их носителей использовались ракеты № 1ПС и № 2ПС, которые были доработаны с учетом решаемых задач и опыта летной отработки.
По результатам шести запусков ракеты Р-7 были доработаны головная часть (заменена новой) и система ее отделения, применены щелевые антенны телеметрической системы.
Впервые полностью успешно прошел пуск ракеты Р-7 29 марта 1958 года (головная часть достигла цели без разрушения). Пуски ракет Р-7 24 мая и 10 июля 1958 года завершили ЛКИ второго этапа.
Летные испытания третьего этапа проводились с 24 декабря 1958 года по 27 ноября 1959 года. Были произведены запуски 16 ракет, из которых восемь были изготовлены на серийном заводе «Прогресс». На ракетах третьего этапа был ликвидирован межбаковый приборный отсек на центральном блоке (приборы разместили в едином блоке в верхней части центрального блока), введены рулевые двигатели повышенной тяги и улучшенной схемы их питания и ряд других усовершенствований.
Одновременно с проведением ЛКИ осуществлялись запуски космических ракет-носителей на базе ракет Р-7 третьего этапа (сентябрь 1958 — ноябрь 1959 года). Было проведено семь запусков автоматических станций.
20 января 1960 года межконтинентальная баллистическая ракета Р-7 была принята на вооружение.
С 24 декабря 1959 года начались ЛКИ ракеты Р-7А без системы радиоуправления и с головной частью новой конструкции. При стартовой массе 276 т с ГЧ массой 3 т ракета Р-7А стала иметь дальность полета 12 000 км. В ходе ЛКИ испытали восемь ракет, из которых семь свою задачу выполнили.
Ракета Р-7А была принята на вооружение и заменила ракету Р-7.

Рулевой ракетный двигатель

Большая советская энциклопедия. — М.: Советская энциклопедия . 1969—1978 .

  • Рулевое управление
  • Рулевые перья

Смотреть что такое «Рулевой ракетный двигатель» в других словарях:

рулевой ракетный двигатель — raketinis vairo variklis statusas T sritis Gynyba apibrėžtis Pagalbinis raketinis variklis raketos (erdvėlaivio) padėčiai aktyviajame trajektorijos ruože valdyti. Raketa (erdvėlaivis) valdoma sudarant jėgas ir momentus, kurie keičia traukos… … Artilerijos terminų žodynas

рулевой жидкостный ракетный двигатель — рулевой ЖРД Жидкостный ракетный двигатель, предназначенный для управления вектором скорости перемещаемого аппарата на активном участке траектории движения. [ГОСТ 17655 89] Тематики двигатели ракетные жидкостные Синонимы рулевой ЖРД … Справочник технического переводчика

Ракетный двигатель (РД) — реактивный двигатель, не использующий для своей работы окружающую среду. Основной тип двигателя в космонавтике. По видам ракетного топлива, энергии и рабочему телу различают химические, ядерные, электрические, газоаккумуляторные и фотонные… … Словарь военных терминов

Стратегический ракетный комплекс 15П699 с МБР РТ-20П (8К99) — 1967 Разработка подвижного грунтового ракетного комплекса, оснащенного межконтинентальной баллистической ракетой (МБР), началась в КБ «Южное» (г. Днепропетровск) в 1964 году. Первый вариант МБР РТ 20(8К99) представлял из себя… … Военная энциклопедия

Стратегический ракетный комплекс Р-16 с ракетой 8К64 (Р-16У/8К64У) — 1961 13 мая 1959 года специальным совместным постановлением ЦК КПСС и Правительства коллективу ОКБ 586 (КБ «Южное») академика М.К. Янгеля поручили разработать межконтинентальную ракету на высококипящих компонентах топлива. Впоследствии… … Военная энциклопедия

Зенитный ракетный комплекс 9К31 «Стрела-1» («Стрела-1м») — Зенитный ракетный комплекс 9К31 «Стрела 1» («Стрела 1м») 1968 Разработка полкового самоходного зенитного ракетного комплекса «Стрела 1» началась 25 августа 1960 г. в соответствии с Постановлением СМ СССР.… … Военная энциклопедия

Точка (тактический ракетный комплекс) — У этого термина существуют и другие значения, см. Точка. Точка индекс ГРАУ 9K79 обозначение НАТО SS 21 Scarab A, по договору РСМД ОТР 21 … Википедия

Медведка (ракетный комплекс) — У этого термина существуют и другие значения, см. Медведка (значения). РПК 9 «Медведка» (по классификации НАТО SS N 29) российский малогабаритный ракетный противолодочный комплекс с противолодочной ракетой 87Р оснащённой… … Википедия

Стратегический ракетный комплекс Р-36М2 «Воевода» (15П018М) с МБР 15А18М — Стратегический ракетный комплекс Р 36М2 «Воевода» (15П018М) с МБР 15А18М 1988 Ракетный комплекс Р 36М2 «Воевода» (15П018М) четвертого поколения с многоцелевой межконтинентальной ракетой тяжелого класса 15А18М разработан в… … Военная энциклопедия

Стратегический ракетный комплекс 15П018 (Р-36М УТТХ) с ракетой 15A18 — 1979 Стратегический ракетный комплекс (РК) третьего поколения 15П018 (Р 36М УТТХ) с ракетой 15A18, оснащенной 10 блочной разделяющейся головной частью (РГЧ), создан в результате реализации программы совершенствования и повышения боевой… … Военная энциклопедия

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector