Русское Агентство Новостей
Информационное агентство Русского Общественного Движения «Возрождение. Золотой Век»
RSS

Испытание российской системы глобального контроля за ракетами начнётся в 2014 году (видео)

23 июля 2014
2 106

Испытание российской системы глобального контроля за ракетами начнется в 2014 году

Операторы системы / Фото: s8.uploads.ru

Войска воздушно-космической обороны (ВКО) уже в этом году могут начать испытание своей новой системы глобального контроля за ракетами, сообщает в субботу газета "Коммерсант". Как указывает издание, уже в 2014 году на орбиту может быть запущен космический аппарат "Тундра". 
 
С этого момента начнется развертывание Единой космической системы (ЕКС), одной из функций которой станет предупреждение о ракетном нападении. Запуск спутника запланирован на четвертый квартал 2014 года с космодрома Плесецк при помощи ракеты-носителя "Союз-2.1б" и разгонного блока "Фрегат". 
 
"Спутник сможет с большой долей вероятности указать район поражения не только баллистическими, но и иными ракетами, в том числе пуск которых происходил с подводных лодок. При этом на "Тундре" будет установлена система боевого управления, и в случае необходимости через аппарат можно отдать сигнал о нанесении ответного удара", - отмечает издание. 
 
О планах по созданию единой системы ВКО в июне 2013 года объявил президент РФ Владимир Путин. В этот комплекс, прежде всего, должны входить системы предупреждения о ракетном и воздушном нападении, средства обнаружения и средства поражения целей. 
 
15 июля заместитель гендиректора по научно-техническому развитию концерна Сергей Друзин сообщил журналистам, что концерн ПВО "Алмаз-Антей" приступил к проектированию системы воздушно-космической обороны (ВКО) России. 
 

 
Техническая справка 

Российские войска воздушно-космической обороны (ВКО) — обнаружение и поражение вражеских целей. Цель космический аппарата «Тундра», который будет запущен в конце 2014 года в космос, состоит в вычислении и координации наземной боевой техники для поражения вражеских целей. 

Помимо этого послав сигнал «Тундре» можно реализовать ответный огневой удар по месту, от куда была выпущена вражеская ракета. 

Запуска космического аппарата «Тундра» означает начало развёртывания Единой космической системы (ЕКС), которая будет служить для предупреждения о вражеском ракетном нападении. Новый КА защитной системы придёт на замену «Око-1″ — одной из первых спутниковых систем определения запуска межконтинентальных баллистических ракет, первый запуск космических аппаратов УС-КМО (Управляемый Спутник Контроль Морей Океанов) состоялся 14 февраля 1991 года. 

 

Ракета-носитель "Союз-2" 

"Союз-2" – новая ракета-носитель, которая позволит в будущем заменить ракеты-носители "Союз-У", "Союз-ФГ" и "Молния-М" одной ракетой-носителем. Ракета-носитель "Союз-2" в сочетании с разгонным блоком "Фрегат" позволит выводить космические аппараты на всевозможные типы орбит: низкие, средние, высокоэллиптические, солнечно-синхронные, геопереходные и геостационарные. 

Разработка ракеты-носителя "Союз-2" велась на базе ракеты-носителя "Союз" в два этапа (этапы 1А и 1Б). Ракета-носитель «Союз 2» создана для обеспечения запусков космических аппаратов военного, народнохозяйственного и социального назначения. После завершения летных испытаний она должна заменить эксплуатирующиеся в настоящее время российские ракеты-носители среднего класса семейства «Союз». Создание и летные испытания модернизированной ракеты «Союз-2» являются важным шагом на пути оптимизации отечественного парка средств выведения и обеспечения гарантированного, полностью независимого доступа в космос для решения оборонных, научных и социально-экономических задач. 

Ключевые особенности нового представителя наиболее массового и надежного семейства ракет, созданных на базе Р-7, - использование исключительно отечественных комплектующих, а также возможность выведения всех существующих и планируемых полезных нагрузок среднего класса с российского космодрома Плесецк. 

Головным разработчиком и изготовителем РН «Союз-2» является Государственный научно-производственный ракетно-космический центр «ЦСКБ-Прогресс» (г. Самара), а государственными заказчиками - Федеральное космическое агентство и Министерство обороны Российской Федерации (Космические войска). 

Ракета-носитель «Союз-2» разработана на базе серийной ракеты «Союз-У», успешно эксплуатируемой с 1973 года. Новый носитель с улучшенными тактико-техническими характеристиками полностью создается предприятиями, расположенными на территории России, и позволяет существенно расширить номенклатуру выводимых космических аппаратов среднего и легкого классов. «Союз-2» рассчитан как на прямое выведение, так и на использование разгонного блока «Фрегат». 

Энергетические возможности носителя и использование цифровой системы управления позволяют заметно увеличить массу выводимого полезного груза и габариты доставляемых на орбиту космических аппаратов. Ракета-носитель «Союз-2» создается в два этапа. 

На этапе 1а на ракете устанавливаются новая цифровая система управления, обеспечивающая высокоточное выведение полезных нагрузок, двигатели с усовершенствованными форсуночными головками на первой и второй ступенях, внедряется новая система телеизмерений. 

На втором этапе модернизации (этап 16) на третьей ступени устанавливается новый двигатель с повышенными удельными характеристиками. Одна из модификаций «Союза-2» будет также использоваться для запуска полезных нагрузок из Гвианского космического центра (Куру, Французская Гвиана) в рамках совместного проекта Федерального космического агентства, ФГУП «ЦСКБ-Прогресс», ФГУП «ЦЭНКИ», компаний Starsem, EADS и Arianespace. 

Этап модернизации 1А:

  • на двигателях I-II ступени применяются форсуночные головки с улучшенным смесеобразованием
  • разработана новая, единая для всех трех ступеней система управления на базе высокопроизводительной цифровой машины
  • применяется новая цифровая радиотелеметрическая система
  • конструкция блока III ступени максимально унифицирована как для этапа 1А, так и для этапа 1Б. 

Этап модернизации 1Б: 

дополнительно к мероприятиям этапа 1А используется новый двигатель на блоке III ступени с повышенными энергетическими характеристиками. Это позволило повысить точность выведения, устойчивость и управляемость ракеты-носителя, а также использовать сборочно-защитный блок с головным обтекателем диаметром 4,11 м и длиной 11,43 м. 

Технические характеристики ракеты-носителя "Союз-2" 

  • Количество ступеней 3 
  • Стартовая масса 312 т 
  • Максимальная длина 46,3 м 
  • Диаметр головного обтекателя 2,7 м; 3,0 м; 3,3 м; 3,715 м; 4,11 м 

Летные испытания ракеты-носителя "Союз-2" этапа 1А успешно начаты 8 ноября 2004 года пуском с космодрома Плесецк. 19 октября 2006 года осуществлен первый коммерческий пуск ракеты-носителя "Союз-2" этапа 1А с европейским метеорологическим космическим аппаратом "Метоп". Летные испытания ракеты-носителя "Союз-2" этапа 1Б начаты 27 декабря 2006 года запуском с космодрома Байконур французского исследовательского космического аппарата "Коро". 

Тактико-технические показатели

Массовые характеристики, т:  
стартовая масса  311,7
масса РН (без головной части)  303,2
масса конструкции РН (без головной части)  24,4
масса компонентов топлива  278,8
Масса выводимой полезной нагрузки, кг («Союз-2.1а»/«Союз-2.16»):  
на низкую околоземную орбиту (Н = 200 км, i = 5,3°)  7480/8660
на солнечно-синхронную орбиту (Н = 820 км, i = 98,7‘)  4350/4900
на геопереходную орбиту (4 V = 1500 м/с)  2780/3060
на геостационарную орбиту (Н = 36000 км, i = 0°)  1300/1480 
Компоненты топлива:  
окислитель   жидкий кислород 
горючее   T-1 (керосин)
Тяга двигателей, тс:  
первая ступень  4 х РД-107А
у Земли   85,5x4
в пустоте  104,1x4
вторая ступень  РД-108А
у Земли  79,4
в пустоте  101,0
третья ступень  РД-0110 / РД-0124
в пустоте  30,4/30,0

Новая версия РН семейства «Союз» обеспечивает: 

  • повышение массы выводимого полезного груза на низкую орбиту высотой 200 км по сравнению с ракетой-носителем «Союз»:

на этапе 1 а - на 250-300 кг

на этапе 1 б - на 1100-1200 кг

  • увеличение зоны размещения полезного груза при использовании головного обтекателя большого диаметра (4,11 м)
  • повышение точности выведения космического аппарата (погрешность по периоду обращения составит не более ±2,5 с вместо нынешних ±22 с)
  • выведение КА в широком диапазоне наклонений орбиты при сохранении согласованных районов падения отработавших ступеней за счет возможности изменения наклонения плоскости орбиты путем пространственного маневра на активном участке полета
  • при использовании разгонного блока «Фрегат» - выведение полезных нагрузок на высокие круговые, эллиптические, солнечно-синхронные, геопереходные, геостационарную орбиты и отлетные траектории. 

При модернизации РН «Союз» до варианта «Союз-2» были проведены следующие работы: 

  • повышение удельных характеристик двигателей первой и второй ступеней путем улучшения смесеобразования в камерах сгорания за счет применения новых форсуночных головок
  • внедрение современной цифровой системы управления с комплексом высокоточных приборов, обеспечивающей полет ракеты-носителя по оптимальным траекториям, пространственный маневр и высокую точность выведения полезной нагрузки на орбиту
  • разработка новой высокоинформативной цифровой системы телеизмерений
  • разработка новой системы внешнетраекторных измерений, построенной на базе навигационной аппаратуры потребителей
  • разработка новой третьей ступени на базе современного двигателя с высокими удельными характеристиками 

 

Фрегат 

Универсальный разгонный блок «Фрегат» (РБ «Фрегат»), разработан в НПО им. С.А.Лавочкина и предназначен для использования в составе ракет-носителей среднего и тяжелого класса с целью выведения КА на заданные орбиты. 

РБ «Фрегат» обеспечивает решение следующих задач: 

  • перевод одного или нескольких КА с опорной орбиты на рабочую орбиту или отлетную траекторию
  • разведение КА по рабочим орбитам в случае группового запуска
  • перевод головного блока (ГБ) в составе РБ+КА с незамкнутой траектории на опорную орбиту (операция «довыведение»). Данная операция в некоторых случаях позволяет увеличить массу выводимой полезной нагрузки
  • стабилизацию ГБ на пассивных и активных участках полета
  • формирование и выдача команд на сброс головного обтекателя (ГО), отделение головного блока, отделение КА
  • построение необходимой ориентации, а также, в случае необходимости, закрутки головного блока на пассивных участках полета и перед отделением КА
  • измерение при помощи наземных средств параметров промежуточных орбит и орбит выведения КА
  • контроль состояния РБ и, при необходимости, выводимого КА в процессе выведения
  • увод РБ с рабочей орбиты выводимого КА. 

Принятые при создании блока технические решения:

  • заправка РБ компонентами топлива на заправочной станции космодрома до его установки на ракету-носитель
  • применение автономной системы управления позволяют использовать РБ «Фрегат» в составе ракет-носителей «Союз-ФГ», «Союз-2», «Союз-2-3», «Зенит-3SLБФ», «Ангара-А3»

В настоящее время огромный интерес к использованию разгонных блоков «Фрегат» проявляют как российские организации, так и зарубежные разработчики космических аппаратов. Первый запуск разгонного блока "Фрегат" в составе РН "Союз" состоялся 9 февраля 2000 года. На сегодняшний день совершено 18 успешных запусков КА с использованием РБ "Фрегат". 

Все аппараты выведены на рабочие орбиты. В ближайшее время развитие РБ «Фрегат» будет проводиться по следующим основным направлениям: 

  1. Развертывание серийного производства РБ типа «Фрегат» в НПО им. С.А.Лавочкина с целью обеспечения изготовления до 12 РБ в год. 
  2. Модернизация созданных разгонных блоков типа «Фрегат» в части улучшения технических характеристик за счет совершенствования комплектующих систем и агрегатов. 
  3. Создание на базе РБ типа «Фрегат» разгонных блоков повышенной мощности 
Конструкция разгонного блока "Фрегат" 

Основой конструктивно-компоновочной схемы РБФ является блок баков, построенный по моноблочной несущей схеме. Он имеет торосферическую конфигурацию, состоящую из шести сваренных между собой сферических емкостей, разделенных сферическими донышками. 

Четыре из них являются баками окислителя и горючего, две емкости являются отсеками для размещения приборов и оборудования (один из них герметичен). В одном из контейнеров (герметичном) расположена система управления, в другом – система радиоконтроля орбиты. Так как для выбранного маршевого двигателя объем используемого окислителя больше объема горючего с целью оптимизации конструкции баки окислителя внедряются в баки горючего, что обеспечивает различный объем баков и их полное заполнение компонентами топлива при одинаковых внешних размерах. 

Одним из достоинств «Фрегата» стала возможность его модернизации с целью увеличения рабочего запаса топлива. Так при установке на блоке баков дополнительных емкостей масса топлива может быть увеличена до 5600 кг (малые дополнительные емкости) или до 7100 кг (большие дополнительные емкости). 

В этом случае конструкция РБ «Фрегат», его составляющие системы не затрагиваются, что, практически, исключает принципиальные изменения разгонного блока и, следовательно, сокращает сроки и стоимость модернизации. 

Управление разгонным блоком 

Автономная система управления разгонным блоком обеспечивает решение навигационной задачи, начиная со старта ракеты-носителя, что обеспечивает высокую точность выведения космического аппарата на рабочие орбиты. Система разработана и изготавливается Научно-производственным центром автоматического приборостроения им. академика Н.А.Пилюгина. 

Двигательная установка стабилизации, ориентации, и обеспечения запуска (ДУ СОЗ) предназначена для: 

обеспечения условий запуска маршевой ДУ путем создания перегрузки для сепарации газовой и жидкой сред в баках маршевой ДУ

  • создания угловых перемещений вокруг центра масс для стабилизации РБ по трем каналам на пассивных участках полета и по каналу крена при работе маршевой ДУ
  • обеспечения требуемой ориентации перед отделением КА
  • обеспечения требований теплового режима РБ «Фрегат» и КА на пассивных участках полета (режим «закрутка» или трехосная ориентация)
  • управления угловым движением ГБ по каналам курса и тангажа при работе маршевой ДУ при достижении предельного хода рулевых машинок
  • выдачи импульсов скорости

 

Тактико-технические показатели

Конечная масса, кг  930/980/1050
Габаритные размеры, мм:  
высота  1550
диаметр (описанный)   3350/3350/3800 
Максимальный статический момент на верхний стык РБ, тс х м . 16,0 
Компоненты топлива:  
окислитель  Азотный тетраксид
горючее    Несимметричный диметилгидразин
Рабочий запас топлива, максимальный, кг  5250 / 5600 / 7100
Тяга маршевого двигателя, кгс   
в режиме большой тяги  2000
в режиме малой тяги   1400 
Удельный импульс двигателя, с  333,2

 

МОСКВА, ОРУЖИЕ РОССИИ
www.arms-expo.ru

Поделиться: