Konsep awal
Analisis pasar dunia untuk layanan peluncuran pesawat ruang angkasa menunjukkan bahwa sekarang ada permintaan besar untuk meluncurkan pesawat ruang angkasa ke orbit geostasioner (bidang orbit bertepatan dengan bidang khatulistiwa, ketinggian di atas permukaan bumi adalah 35.800 km). Kondisi ini diperkirakan akan terus berlanjut di masa mendatang. Namun, kendaraan peluncuran yang digunakan memiliki kemampuan yang terbatas, tidak memuaskan calon pelanggan baik karena biaya maupun karena kualitas layanan yang diberikan.
Salah satu cara untuk meningkatkan efisiensi kendaraan peluncuran yang mengirimkan satelit ke orbit geostasioner dan, dengan demikian, untuk mengurangi biaya pengiriman tersebut, adalah meluncurkan peluncuran dari zona khatulistiwa. Ini dijelaskan oleh fakta bahwa dengan peluncuran seperti itu, misalnya, dari kosmodrom Baikonur yang terletak di garis lintang 46 derajat, perlu untuk melakukan manuver orbital khusus dengan biaya energi tinggi untuk mengubah pesawat peluncuran menjadi bidang khatulistiwa. Selain itu, semakin jauh dari khatulistiwa kosmodrom berada, semakin sedikit efek rotasi bumi yang digunakan. Alhasil, ketika diluncurkan dari wilayah dekat khatulistiwa, kendaraan peluncur Zenit dapat meluncurkan pesawat ruang angkasa dengan massa dua kali lebih besar jika diluncurkan dari Baikonur ke orbit geostasioner.
Pembangunan kosmodrom di wilayah negara-negara yang terletak di wilayah khatulistiwa sangat bermasalah bagi Rusia, dan operasinya akan membutuhkan biaya pengasingan tanah baik untuk pembangunan peluncuran dan kompleks teknis dengan zona aman yang diperlukan, dan untuk area di mana tahapan kendaraan peluncuran dan penutup fairing yang dapat dilepas jatuh. Juga harus diperhitungkan bahwa jumlah rute peluncuran dibatasi secara signifikan oleh lokasi daerah padat penduduk. Pemeliharaan kosmodrom yang terletak di daerah tak berpenghuni membutuhkan penciptaan dan pemeliharaan infrastruktur bercabang yang sesuai. Itulah sebabnya muncul ide untuk membuat roket terapung dan kompleks luar angkasa.
Satu dari faktor kritis, yang diperhitungkan dalam pembentukan konsep kompleks Peluncuran Laut, adalah pengalaman luas perusahaan Rusia dan Ukraina dalam pengembangan, produksi, dan pengoperasian kendaraan peluncuran dan peluncur roket modern yang relatif murah dan fakta bahwa pembuatan sekitar 80% dari pesawat ruang angkasa komersial terkonsentrasi di Amerika Serikat. Konsep yang diadopsi untuk menciptakan kompleks roket dan ruang angkasa baru yang kompetitif mencakup ketentuan utama sebagai berikut:
- penggunaan kendaraan peluncuran modern, teknologi produksi, komponen sistem rudal dan fasilitas kontrol penerbangan yang dikembangkan di Rusia dan Ukraina;
- otonomi peluncuran dan kompleks teknis yang menyediakan persiapan dan peluncuran kendaraan peluncuran menggunakan kendaraan laut bergerak;
- melakukan peluncuran dari perairan laut, termasuk dari daerah dekat khatulistiwa;
- persiapan pesawat ruang angkasa untuk diluncurkan di wilayah Amerika Serikat, yang terletak tidak jauh dari produsen utama pesawat ruang angkasa komersial, penciptaan kondisi kerja yang nyaman bagi pelanggan;
- jaminan jangka waktu terpendek dari pembuatan kompleks, pengembalian proyek karena penyediaan layanan peluncuran pesawat ruang angkasa tidak lebih dari 5 - 7 tahun.
Karakter utama
Massa pesawat ruang angkasa yang akan ditarik (termasuk massa elemen struktural transisi antara tingkat atas atau kendaraan peluncuran dan pesawat ruang angkasa) adalah:
- ke orbit geostasioner - hingga 2,9 t;
- ke orbit geotransfer - hingga 6,0 t;
- ke orbit rendah dekat bumi dengan kemiringan 0-90 derajat. - 11-15 t.
Jumlah peluncuran per tahun hingga 8.
Waktu sebelum peluncuran dari saat penandatanganan kontrak dengan pelanggan pesawat ruang angkasa tidak lebih dari 18 bulan.
Probabilitas pengoperasian kendaraan peluncuran yang bebas kegagalan tidak kurang dari 0,95.
Koordinat area peluncuran utama - 0 derajat. sh., 152 derajat hd
Komponen kompleks.
Kompleks roket dan ruang angkasa "Peluncuran Laut" dapat secara konvensional direpresentasikan sebagai terdiri dari tiga segmen - roket, pesawat ruang angkasa, dan laut.
Segmen roket meliputi:
- Kendaraan peluncuran Zenit-2S dan panggung atas DM-SL;
- kompleks peralatan dan sistem teknologi untuk persiapan dan peluncuran roket luar angkasa;
- kompleks sistem kontrol otomatis untuk persiapan dan peluncuran;
— sistem otomatis kontrol penerbangan tahap atas dengan dana yang ditarik;
- mengukur kompleks;
- kompleks pantai.
Segmen pesawat ruang angkasa terdiri dari blok muatan dengan pesawat ruang angkasa dan port dasar. Segmen lepas pantai mencakup platform peluncuran dan perakitan dan kapal komando.
Luncurkan kendaraan "Zenit-2S". Kendaraan peluncuran dua tahap Zenit (pengembang utama - Biro Desain Yuzhnoye dinamai MK Yangel, pabrikan - PO Yuzhmashzavod, Dnepropetrovsk) dan kompleks daratnya berfungsi sebagai dasar untuk proyek Peluncuran Laut. Sejak 1985, 26 peluncuran LV ini telah dilakukan dari kosmodrom Baikonur. Zenit (Gbr. 1) adalah kendaraan peluncuran modern, yang dibedakan oleh kemudahan pengoperasian dan otomatisasi penuh dari proses persiapan dan peluncuran. Mempertimbangkan kekhasan peluncuran laut, sistem individu dan bagian dari kendaraan peluncuran sedang dimodifikasi atau diselesaikan, sebagai akibatnya ia menerima penunjukan Zenit-2S.
DM-SL tahap atas. DM Upper Stage (perancang dan produsen utama SP Korolev RSC Energia) banyak digunakan bersama dengan kendaraan peluncuran Proton untuk meluncurkan pesawat ruang angkasa ke orbit berenergi tinggi, termasuk orbit geostasioner. Unit (Gbr. 2) untuk melakukan manuver orbital memiliki kemampuan untuk menghidupkan mesin propulsi berulang kali dan dicirikan oleh keandalan yang terbukti tinggi. Dengan tujuan beradaptasi dengan kendaraan peluncuran Zenit, serta mempertimbangkan kekhasan peluncuran laut, sistem individu dan bagian dari tahap atas dimodifikasi atau diselesaikan. Dalam hal ini, blok menerima indeks DM-SL.
Blok muatan. Unit muatan sedang dikembangkan oleh Boeing Commercial Space Company dan dimaksudkan untuk dipasang di pesawat ruang angkasa. Blok akan diproduksi dengan mempertimbangkan aplikasi teknologi terbaru dan termasuk fairing serat karbon, elemen struktural transisi antara pesawat ruang angkasa dan DM-SL tahap atas, sistem kelistrikan, sistem kontrol suhu. Diameternya 4,15 m, panjang peluncuran satu pesawat ruang angkasa adalah 11,39 m, dengan peluncuran dua - 16 m.
Platform peluncuran. Untuk mendukung peluncuran roket luar angkasa, Kvarner memodifikasi platform lepas pantai yang dibuatnya untuk produksi minyak. Platformnya self-propelled, semi-submersible, dari tipe catamaran (Gbr. 3). Karakteristik utama: perpindahan (bergerak) - 27.300 ton, kecepatan - hingga 12 knot, panjang - 133 m; lebar - 75 m; tinggi (ke dek utama) - 42 m.
Platform, yang merupakan kompleks roket peluncuran terapung, dilengkapi dengan landasan peluncuran, penginstal kendaraan peluncuran, sistem pengisian bahan bakar, dan sistem lain yang memastikan persiapan dan peluncuran roket luar angkasa. Platform ini dilengkapi dengan sistem dan peralatan segmen roket di galangan kapal Rusia.
Perakitan dan kapal komando. Saat membuat kapal perakitan dan komando, struktur kapal kargo tipe Ro-Ro (roll-on, roll-off) digunakan. Kepala pengembang dan pabrikan adalah Kvarner. Karakteristik utama: perpindahan - 30.800 ton, kecepatan - hingga 16 knot, panjang - 200 m, lebar - 32 m.
Perakitan dan kapal komando melakukan fungsi: kompleks teknis (pengujian kompleks kendaraan peluncuran dan tahap atas, perakitan roket luar angkasa); stasiun pengisian (mengisi tahap atas dengan komponen bahan bakar dan gas dengan titik didih tinggi); pusat kendali untuk persiapan dan peluncuran roket luar angkasa, kendali penerbangan tahap atas; pusat untuk menerima dan memproses pengukuran. Kapal ini dilengkapi dengan sistem dan peralatan segmen roket di galangan kapal Rusia.
Kapal perakitan dan komando menampung hingga 240 orang kru dan personel yang terlibat dalam persiapan dan pelaksanaan peluncuran, termasuk perwakilan pelanggan, kondisi kehidupan dibuat dekat dengan yang ada di kapal pesiar (ada satu - kabin ganda, konferensi kamar, teater, ruang keluarga, kafetaria, ruang permainan, gym, kolam renang).
Kompleks pesisir. Kompleks darat sedang dibangun berdasarkan cabang Primorsky RSC Energia dan harus menyediakan penerimaan, penyimpanan, dan pemuatan (di pelabuhan keberangkatan) ke kapal pengangkut tahap kendaraan peluncuran Zenit-2S dan tahap atas , serta komponen bahan bakar yang diproduksi di Rusia ...
Pelabuhan dasar. Pelabuhan dasar terletak di Long Beach (Los Angeles area, USA). Tujuannya adalah untuk memastikan persiapan pesawat ruang angkasa, tambatan platform peluncuran dan kapal komando perakitan, pengisian bahan bakar propelan dan gas, memuat tahapan kendaraan peluncuran, panggung atas dan blok muatan ke kapal komando perakitan.
Operasi dasar.
Tahap produksi kendaraan peluncuran Zenit-2S dan tahap atas (2-3 set dan bahan bakar untuk kendaraan peluncuran (minyak tanah) yang diproduksi di Rusia dikirim ke pelabuhan keberangkatan, dimuat ke kapal pengangkut sewaan dan diangkut ke pelabuhan pangkalan .Waktu transit sekitar satu bulan ...
Di pelabuhan dasar, pesawat ruang angkasa diperiksa dalam struktur khusus, diisi dengan propelan dan gas, dan dipasang di unit muatan. Kemudian sistem dan peralatan yang terletak di platform peluncuran dan perakitan dan kapal komando disiapkan untuk pekerjaan persiapan dan pra-peluncuran, tangki dan silinder diisi dengan propelan dan gas yang sesuai. Tahap kendaraan peluncuran, tahap atas, blok muatan dengan pesawat ruang angkasa dikirim ke perakitan dan kapal komando. Tes kompleks booster dan tahap atas dilakukan di sana, pengisian tahap atas dengan propelan dan gas bertitik didih tinggi, docking tahap atas dan unit muatan dengan kendaraan peluncuran. Roket luar angkasa rakitan (ditunjuk "Zenith-3SL") dimuat ulang dari rakitan dan kapal komando ke hanggar di platform peluncuran.
Platform peluncuran dengan Zenit-3SL LV dan kapal komando perakitan dipindahkan ke area laut yang ditentukan untuk peluncuran.
Jika start ditetapkan dari area utama di ekuator (152 deg.W), waktu transisi ke sana adalah 11 hari.
Di area peluncuran, platform peluncuran dibawa ke keadaan semi-terendam, kendaraan peluncuran dikeluarkan dari hanggar oleh penginstal dan dipasang di landasan peluncuran. Sistem yang terletak di platform peluncuran dan perakitan dan kapal komando sedang dipersiapkan untuk operasi pra-peluncuran dan peluncuran, pemeriksaan kontrol kendaraan peluncuran, tahap atas dan pesawat ruang angkasa dilakukan. Semua personel dan awak dari platform peluncuran dievakuasi ke kapal perakitan dan komando yang terletak lima kilometer dari lokasi peluncuran, dan kontrol dan manajemen lebih lanjut dilakukan melalui komunikasi radio. Pengisian bahan bakar kendaraan peluncuran dan tahap atas dan peluncuran LV terjadi dalam mode otomatis.
Untuk memastikan transfer hasil pengukuran dan kontrol penerbangan di lokasi peluncuran, kapal Rusia (stasiun pengukuran terapung) "Selena-M", Pusat Kontrol Misi di dekat Moskow, stasiun pengukuran darat di Rusia dan Kazakhstan akan dilibatkan.
Peserta utama dalam proyek.
Pembangunan kompleks Peluncuran Laut dan pengoperasiannya direncanakan untuk dilakukan secara komersial, tanpa menarik dana keuangan negara, tetapi tentu di bawah kendali dan dengan dukungan lembaga negara. Ini adalah, pertama-tama, Badan Antariksa Rusia dan Kementerian Industri Pertahanan, Badan Antariksa Nasional Ukraina, Departemen Transportasi Luar Angkasa Komersial AS.
Perusahaan patungan Peluncuran Laut (Peluncuran Laut) sudah mengerjakan proyek tersebut, yang pendirinya adalah perusahaan pesawat dan ruang angkasa Amerika Boeing, Perusahaan Roket dan Antariksa Rusia Energia dinamai M. SP Koroleva, perusahaan pembuatan kapal terbesar di Eropa - perusahaan Norwegia "Kvarner", perusahaan kedirgantaraan terkemuka Ukraina PA "Yuzhmashzavod" dan KB "Yuzhnoye" dinamai MK Yangel.
Boeing bertanggung jawab atas pembuatan unit muatan dan pelabuhan dasar, dan memastikan interaksi dengan pelanggan dan pengembang pesawat ruang angkasa. RSC Energia, Biro Desain Yuzhnoye dan perusahaan yang terlibat di Rusia dan Ukraina memastikan pembuatan segmen roket, perusahaan Kvarner memodifikasi platform peluncuran, membangun perakitan dan kapal komando. Perusahaan Boeing dan Kvarner bertindak tidak hanya sebagai peserta, tetapi juga sebagai investor dalam proyek tersebut. Pelaksanaan proyek inovatif ini akan didukung oleh Bank Dunia, Bank Internasional untuk Rekonstruksi dan Pembangunan, dan sejumlah bank komersial besar.
Peluncuran pertama direncanakan pada tahun 1998. Kewenangan dan pengalaman para peserta dalam proyek Peluncuran Laut, orisinalitas konsep, serta meluasnya penggunaan struktur roket dan teknologi ruang angkasa dan pembuatan kapal yang sudah terbukti dengan baik adalah kunci keberhasilan.
26 Desember 1996 14:52. Kategori, Dilihat: 1324-- [ Halaman 1 ] --
Fdorov Alexey Vladimirovich
DASAR-DASAR PERANGKAT RUANG ROCKET
KOMPLEKS
tutorial
PENGANTAR ................................................. ................................................................... ................ 5
BAGIAN 1. DASAR KONSTRUKSI ROKET DAN RUANG
KOMPLEKS ................................................................... ................................................... 7 INFORMASI DASAR TENTANG SISTEM RUANG.
1 STRUKTUR SISTEM RUANG DAN KOMPLEKS RUANG ........................................ ................................................................... ... ........ 7 1.1 Struktur sistem luar angkasa ................................ ..................................... 7 1.2 Sistem komunikasi antariksa ........ ................................................................... ..... ............. 1.3 Sistem navigasi ruang angkasa ............................ ..... ........................ 1.4 Sistem meteorologi luar angkasa ............ ..................................... 1.5 Sistem peringatan serangan rudal luar angkasa ........ .... ..... 1.6 Sistem observasi ruang angkasa ........................................ .... ......................... TUJUAN DAN KOMPOSISI KOMPLEKS RUANG ROCKET .............. ........................................................ ...... ................................. 2.1 Kompleks ruang: tujuan dan komposisi bagian-bagian utama .... ........ ..... 2.2 Kompleks roket dan luar angkasa: komposisi dan tujuan elemen utama BAGIAN 2. DASAR-DASAR PERANGKAT ROKET-ROKET, ROKET DAN KENDARAAN RUANG RUANG ......................... .... ............... SARANA PENGHAPUSAN ............................. .... ................................................ 3.1 Informasi Umum tentang kendaraan peluncuran ............................................................ . .............. 3.2 Mesin untuk kendaraan peluncuran ............................ . ........................................................ 3.3 Kondisi operasi dari pengangkut roket .............................................. 3.4 Kendaraan peluncuran desain kasus ................................................... .. .......... 3.5 Sistem onboard kendaraan peluncuran ............................
.................................. 3.5.1 Badan eksekutif sistem kontrol kendaraan peluncuran ............. 3.5.2 Sistem pemisahan kendaraan peluncuran ........................ .. ................................. 3.5.3 Sistem pneumohidraulik kendaraan peluncuran ....... ... ................................ 3.6 Tahap atas .................. ... ................................................................... ... ........................ KENDARAAN RUANG ANGKASA .............. ... ................................................................... 4.1 Informasi umum tentang pesawat ruang angkasa. Kecenderungan perubahan desain pesawat ruang angkasa modern ........................................ 4.2 Prinsip konstruksi diagram struktur dan tata letak dan perangkat pesawat ruang angkasa ........................................ ........................................................ 4.3 Kondisi operasi pesawat luar angkasa .. ...... ................. 4.3.1 Pemuatan pesawat ruang angkasa ........................ ......................................... 4.3.2 Kelangkaan medium (ruang hampa) .. ........................................................ 4.3.3 Hujan meteor dan luar angkasa puing-puing ................................................................... .. 4.3.4 Tanpa Bobot .. ................................................ ........................................................ ..... 4.3.5 Radiasi ruang (radiasi) dan fluks panas ............................ DASAR TEKNIS ROKET DAN RUANG TEKNOLOGI .. 5.1 Bahan struktur roket dan teknologi luar angkasa .................. 5.2 Bahan pelindung panas ....... ................................................................... .................. BAGIAN 3. DASAR-DASAR PERALATAN PENGOLAHAN KOMPLEKS ROCKET DAN RUANG ........ INFORMASI UMUM TENTANG PERALATAN PENGOLAHAN KOMPLEKS ROCKET DAN RUANG RUANG .. .. ................................................ 6.1 Informasi dasar tentang kosmodrom ..... .. ................................................................ .. .... 6.2 Informasi dasar tentang area posisi roket dan kompleks luar angkasa ............................. ........................................................................ ....... .................. 6.3 Informasi umum tentang peralatan teknologi roket dan kompleks luar angkasa .............. ........................................................ ........................................................ 6.4 Konsep proses teknologi umum. Isi dan urutan operasi teknologi dari ILV ke TC dan SC ........ 6.4.1 Isi pekerjaan utama yang dilakukan dengan teknologi roket dan antariksa di kompleks teknis ... ........................................................ 6.4.2 Isi dari pekerjaan utama dilakukan dengan teknologi roket dan luar angkasa di kompleks peluncuran .................................................. ... ...................... TUJUAN DAN KOMPOSISI PERALATAN TEKNOLOGI KOMPLEKS TEKNIS DAN STARTING .............. ..... .......... 7.1 Tujuan dan komposisi peralatan teknologi kompleks teknis .............. ........................................................................ ......... ...................... 7.2 Tujuan dan komposisi peluncuran peralatan teknologi kompleks ......... .................................................................................. ........... ................................................ 7.3 Fitur pesawat ruang angkasa pengisian bahan bakar dan meluncurkan kendaraan.
Tujuan dan komposisi peralatan teknologi stasiun pengisian bahan bakar untuk pesawat ruang angkasa dan kendaraan peluncuran ........................................ 7.3 .1 Fitur pengisian pesawat ruang angkasa dan RB ........................................ ... ............... 7.3.2 Tujuan dan karakteristik kinerja stasiun pengisian bahan bakar ............... ................................................................... ... ...................................... 7.3.3 Komposisi dan tujuan stasiun pengisian bahan bakar peralatan teknologi ................................................................... ................................................................... ..... ........ BAGIAN 4. DASAR-DASAR PRODUKSI DAN OPERASI KOMPLEKS RUANG ROCKET ......................... ....... ............................. TEKNOLOGI ROCKET-SPACE SEBAGAI OBJEK PRODUKSI DAN OPERASI .. ........................................................................ 8.1 Fitur teknologi roket dan luar angkasa sebagai objek operasi ... 8.1.1 Fitur pengoperasian kendaraan ruang angkasa berbasis darat ................. 8.1.2 Fitur fungsional RSC ............. ........................................................ 8.1.3 Fitur persiapan produksi dan peluncuran ILV ................................. 8.1.4 deskripsi singkat tentang kendaraan peluncuran sebagai objek operasi 8.1.5 Fitur pesawat ruang angkasa sebagai objek operasi ....... 8.1.6 Sifat komponen propelan dan gas terkompresi dan pengaruhnya terhadap pengoperasian kendaraan ruang angkasa ....... ........................................................ ......................... 8.2 Keistimewaan teknologi roket dan antariksa sebagai objek produksi. PERAN DAN TEMPAT PENGENDALIAN KUALITAS PRODUKSI DAN OPERASI PRODUK ROKET DAN ANGKATAN RUANG 9.1 Konsep kualitas operasional. Klasifikasi sifat operasional KSR dan karakteristiknya ................................. 9.2 Pengendalian mutu produksi roket dan teknologi antariksa .. ........... 9.3 Masalah aktual kontrol kualitas non-destruktif produksi roket dan teknologi antariksa ............... ........................................................................ . DAFTAR PUSTAKA ........................................................ ........ ................................. PENDAHULUAN Penciptaan teknologi roket dan luar angkasa adalah salah satunya dari pencapaian ilmiah dan teknis yang luar biasa dari abad kedua puluh, yang memungkinkan untuk memulai penelitian, pengembangan, dan penggunaan praktis luar angkasa. Tanah Air kami adalah pelopor dalam bidang eksplorasi ruang angkasa - untuk pertama kalinya kami meluncurkan satelit bumi buatan, penerbangan berawak ke luar angkasa, membuka era eksplorasi ruang angkasa.
Prestasi ilmuwan Rusia di bidang ini telah menerima pengakuan dunia.
Saat ini, tidak ada satu pun bidang aktivitas manusia yang tidak menggunakan teknologi luar angkasa.
Munculnya teknologi ruang angkasa disebabkan oleh kemungkinan penggunaan aset ruang angkasa, yang penciptaannya dikaitkan dengan pengembangan banyak cabang ilmu pengetahuan dan teknologi, penggunaan hampir semua pencapaian kemajuan ilmu pengetahuan dan teknologi, dan pengeluaran material yang signifikan. , keuangan, waktu dan sumber daya manusia.
Dengan bantuan kendaraan luar angkasa, hasil penting berikut diperoleh di berbagai cabang aktivitas manusia:
Memperluas kemampuan teleponi dan teknologi informasi;
Menyediakan komunikasi televisi antar benua;
Pemantauan cuaca global oleh satelit, yang secara dramatis meningkatkan akurasi prakiraan cuaca;
Meningkatkan navigasi kapal dan pesawat udara;
Pencarian dan deteksi objek laut, udara dan darat dalam kesulitan;
Pengendalian (pemantauan) lingkungan global dan lokal dari permukaan tanah dan lautan;
Menyediakan geodesi, kartografi, eksplorasi mineral, deteksi kebakaran dan bencana alam lainnya, dll.
Solusi dari masalah spesifik eksplorasi dan penggunaan luar angkasa dicapai selama pengoperasian sistem ruang angkasa atau kompleks ruang angkasa untuk tujuan yang sesuai. Secara umum, sistem ruang angkasa adalah integrasi fungsional tertinggi dari kendaraan ruang angkasa yang dirancang untuk memecahkan masalah di luar angkasa dan dari luar angkasa, dan mencakup semua komponen orbit dan tanah yang diperlukan untuk mendapatkan hasil target yang diinginkan oleh konsumen.
Dalam hal berbagai tugas yang harus diselesaikan, serta komposisi kuantitatif aset ruang angkasa yang digunakan dalam kasus ini, tempat khusus dalam struktur kompleks ruang ditempati oleh roket dan kompleks ruang angkasa (RSC), yang dirancang untuk memastikan solusi masalah operasi darat kendaraan peluncuran, pesawat ruang angkasa, dan tahap atas. Salah satu tugas utama RSC adalah menyiapkan roket ruang angkasa untuk diluncurkan dan meluncurkan pesawat ruang angkasa ke orbit tertentu.
Tutorial ini merupakan upaya untuk mempertimbangkan dasar-dasar desain dan pengoperasian RSC, tujuan, komposisi, tugas, informasi umum tentang perangkat dan fitur pengoperasian komponennya, serta peran dan tempat kontrol kualitas. roket dan produk teknologi luar angkasa selama produksi dan operasi.
Tutorial "Dasar-dasar Kompleks Roket dan Luar Angkasa"
dimaksudkan untuk persiapan master dalam arah pelatihan "Kompleks roket dan kosmonotika" ke arah pelatihan 160400. "Kontrol kualitas produk roket dan kompleks ruang angkasa" dan dapat digunakan dalam proses pendidikan dalam disiplin "Dasar-dasar perangkat roket dan kompleks ruang angkasa", dan juga dapat bermanfaat bagi mahasiswa pascasarjana dan guru yang terlibat dalam pekerjaan penelitian di bidang studi ini.
Sebagai hasil dari mempelajari disiplin yang diusulkan "Dasar-dasar desain roket dan kompleks ruang angkasa" para master harus mengetahui dasar-dasar membangun RSC untuk berbagai keperluan dan komponennya, dasar-dasar perangkat roket dan kendaraan ruang angkasa sebagai objek kontrol selama mereka produksi dan operasi, dan prinsip-prinsip dasar fungsi kompleks roket dan ruang angkasa untuk berbagai tujuan yang dimaksudkan;
mampu menganalisis keadaan seni produk kompleks roket dan ruang angkasa dan proses kontrol kualitas untuk produk sistem roket dan ruang angkasa, menganalisis daya uji produk roket dan sistem ruang angkasa selama produksi dan operasinya;
untuk membuktikan penerapan metode baru kontrol kualitas produk RSC, dengan mempertimbangkan kekhasan teknologi konstruksi dan persiapannya, persiapan roket ruang angkasa untuk peluncuran dan peluncuran pesawat ruang angkasa ke orbit tertentu.
Dalam rencana informasi dan logis, disiplin mengembangkan disiplin ilmu umum dan siklus profesional, dan berfungsi sebagai dasar informasi dan metodologis untuk studi disiplin ilmu khusus dari kurikulum untuk persiapan master, serta dasar metodologis untuk persiapan dan penulisan tesis master.
BAGIAN 1. DASAR-DASAR PEMBANGUNAN RUANG RUANG ROCKET 1 INFORMASI DASAR TENTANG SISTEM RUANG.
STRUKTUR SISTEM RUANG DAN KOMPLEKS RUANG RUANG Penyelesaian masalah khusus eksplorasi dan penggunaan ruang angkasa dicapai selama pengoperasian sistem ruang angkasa atau kompleks ruang angkasa untuk tujuan yang sesuai. Secara umum, sistem ruang angkasa adalah integrasi fungsional tertinggi dari kendaraan ruang angkasa yang dirancang untuk memecahkan masalah di luar angkasa dan dari luar angkasa, dan mencakup semua komponen orbit dan tanah yang diperlukan untuk mendapatkan hasil target yang diinginkan oleh konsumen.
Struktur sistem ruang angkasa 1. Untuk solusi masalah sosial-ekonomi, komunikasi, navigasi, geodesi, meteorologi, dll. Stasiun ruang angkasa telah dibuat dan dioperasikan, untuk memastikan pertahanan negara - ruang kontrol komunikasi dan pertempuran sistem, pengintaian, peringatan serangan rudal, dll.
Setiap CS (Gambar 1.1) termasuk kendaraan luar angkasa, yang dapat dibagi menjadi dua kelompok:
KS KK SPK Gambar 1.1 - Struktur sistem ruang angkasa berarti memastikan penciptaan, pembangunan, pengoperasian dan pengisian ulang pesawat ruang angkasa OG, disatukan oleh istilah "kompleks ruang";
sarana teknis konsumen informasi ruang angkasa, disatukan oleh istilah "kompleks khusus sistem ruang angkasa (SSC)".
Dalam kasus umum, komposisi CC dapat mencakup beberapa CC. Komposisi, tujuan dan fungsi CC akan dibahas dalam klausul 1.2.
SSC mencakup sarana dan struktur teknis dengan peralatan yang ditempatkan di dalamnya, yang dimaksudkan untuk menerima informasi khusus dari pesawat ruang angkasa, mendaftarkannya, memproses, menyimpan, dan mengirimkannya ke konsumen. Dana SpK terletak di pusat yang sesuai untuk menerima dan memproses informasi dari badan federal Federasi Rusia, markas utama cabang-cabang Angkatan Bersenjata dan konsumen lainnya.
Skema operasi stasiun kompresor ditunjukkan pada Gambar 1.2.
ILV, yang dilatih di kompleks teknis dan peluncuran, akan meluncurkan pesawat ruang angkasa ke orbit tertentu. Semua data tentang pengoperasian peralatan onboard LV dikirim ke kompleks pengukuran kosmodrom untuk analisis lebih lanjut. Informasi tentang fungsi sistem onboard pesawat ruang angkasa dikirim ke kompleks perintah dan pengukuran (CMC) dan kemudian ke Pusat Kontrol Penerbangan, yang mengeluarkan perintah yang diperlukan ke sistem kontrol pesawat ruang angkasa. Informasi khusus (target) dikirim ke SPK. Jika pesawat ruang angkasa mengandung elemen yang dapat dikembalikan (kendaraan keturunan, kapsul keturunan), maka kompleks pendaratan dan pemeliharaan (LSS), yang merupakan bagian dari pesawat ruang angkasa, terlibat dalam pencarian, pemeliharaan, dan pengirimannya ke konsumen.
OG SC adalah bagian dari pesawat ruang angkasa tidak secara langsung, tetapi sebagai bagian integral dari kompleks ruang angkasa. Namun, kualitas fungsi pesawat ruang angkasa sangat tergantung pada struktur konstelasi orbit.
Mari kita perhatikan struktur pesawat ruang angkasa OG menggunakan contoh sistem navigasi dan komunikasi ruang angkasa "GLONASS", yang terdiri dari 24 pesawat ruang angkasa, ditempatkan oleh 8 pesawat ruang angkasa dalam bidang tiga fase, yang berbeda satu sama lain dalam garis bujur dari simpul menaik dari orbitnya. Di setiap bidang fase, pesawat ruang angkasa terletak di orbit melingkar, yang elemen-elemennya memiliki karakteristik sebagai berikut:
kemiringan 650;
ketinggian 19.100 km;
periode peredarannya 11 jam 15 menit. Konstruksi seperti itu memungkinkan solusi berkelanjutan dari masalah target untuk secara bergantian menggunakan pesawat ruang angkasa yang berada di bidang fase yang berbeda.
Jadi, jika bidang fase pertama memiliki bujur dari simpul naik 1 = 00, maka bidang kedua dan ketiga akan memiliki bujur dari simpul naik masing-masing 2 = 1200 dan 3 = 2400. Oleh karena itu, waktu peluncuran ILV untuk membawa pesawat ruang angkasa ke pesawat fase yang berbeda harus berbeda jam (24 jam / 3 = 8 jam), misalnya, 00.00.00, 8.00.00, dan 16.00.00 Moscow Daylight Time (UHF). Untuk memastikan akurasi yang ditentukan dari injeksi pesawat ruang angkasa (kesalahan absolut dari garis bujur dari node menaik dari bidang fase, sebagai suatu peraturan, tidak lebih dari 10), penundaan peluncuran ILV (yang disebut jendela peluncuran) harus tidak lebih dari 4 menit (24 60 1/360 = 4 menit).
Pesawat ruang angkasa di bidang fase harus ditempatkan pada jarak yang sama satu sama lain. Jika kita berasumsi bahwa adalah mungkin untuk meluncurkan semua 8 pesawat ruang angkasa dari pesawat fase yang sama pada siang hari, maka pesawat ruang angkasa harus diluncurkan dalam 1 jam 24 menit 22,5 detik (11 jam 15 menit / 8 = 1 jam menit 22,5 detik). Jadi, jika pesawat ruang angkasa pertama diluncurkan pada 00.00 UHF, maka yang terakhir, Gambar 1.2 - Skema fungsi sistem ruang angkasa kedelapan, harus diluncurkan pada 9 jam 50 menit 37,5 s UHF (1 jam 24 menit 22,5 s (8 1 ) = 9 jam 50 menit 37,5 detik).
Pembentukan OG dari pesawat ruang angkasa adalah sebagai berikut. Blok, yang terdiri dari tiga pesawat ruang angkasa, diluncurkan oleh satu kendaraan peluncuran "Proton" ke lokasi pesawat ruang angkasa kedua.
Oleh karena itu, waktu peluncuran kendaraan peluncuran adalah 1 jam 24 menit 22,5 s UHF. Kemudian pesawat ruang angkasa ke-1 dan ke-3 dengan bantuan sistem propulsi yang mengoreksi dipindahkan ke titik-titik yang berdekatan.
Untuk melanjutkan pembentukan pesawat fase ini, blok berikutnya dari tiga pesawat ruang angkasa dapat diluncurkan hanya dalam sehari (atau bilangan bulat berapa pun hari) dan harus dibawa ke titik pesawat ruang angkasa ke-5 (waktu peluncuran LV adalah pada 05:37 52,5 detik UHF) ... Kemudian pesawat ruang angkasa ke-4 dan ke-6 dibagi menjadi titik-titik tetangga.
Dalam praktiknya, penciptaan konstelasi orbit pesawat ruang angkasa yang lengkap membutuhkan waktu bertahun-tahun. Konstruksi dan pembangunan konstelasi pesawat ruang angkasa dilakukan sekaligus di semua bidang fase.
Hal ini disebabkan fakta bahwa, memiliki konstelasi 12 pesawat ruang angkasa (4 di setiap pesawat fase), dimungkinkan untuk menggunakan sistem GLONASS untuk tujuan yang dimaksudkan hingga 18 jam sehari.
Sekarang mari kita lihat sekilas fitur dari beberapa COP yang paling banyak digunakan.
Sistem komunikasi antariksa 1. Era modern ditandai dengan pesatnya pertumbuhan informasi di segala bidang aktivitas manusia. Selain pengembangan cara tradisional untuk mentransmisikan informasi (telepon, telegrafi, siaran radio), muncul kebutuhan untuk menciptakan jenis barunya - televisi, pertukaran data dalam sistem kontrol otomatis dan komputer, transfer matriks untuk pencetakan surat kabar, dll.
Sifat global dari masalah ekonomi dan penelitian ilmiah, integrasi dan kerja sama antarnegara yang luas dalam produksi, perdagangan, kegiatan penelitian, perluasan pertukaran di bidang budaya telah menyebabkan peningkatan yang signifikan dalam hubungan internasional dan antarbenua, termasuk pertukaran program televisi. .
Pembangunan jalur kabel darat dan kabel bawah laut jarak jauh membutuhkan pengeluaran yang besar dari semua jenis sumber daya. Bandwidth yang jauh lebih besar, jangkauan operasi, dan kemampuan untuk membangun kembali untuk berbagai jenis komunikasi tersedia dalam komunikasi radio. Namun, tautan radio memiliki kelemahan tertentu yang memperumit penggunaannya dalam banyak kasus. Cara baru untuk mengatasi kekurangan yang melekat pada komunikasi radio jarak jauh telah membuka peluncuran pesawat ruang angkasa ke orbit satelit buatan Bumi dan penciptaan sistem komunikasi luar angkasa berdasarkan mereka.
Sistem komunikasi ruang angkasa (KSS) dirancang untuk menyediakan semua jenis komunikasi jarak jauh (jarak jauh, internasional, antarbenua), siaran radio dan televisi, transmisi informasi di Internet, dll. sistem satelit komunikasi.
Praktek telah mengkonfirmasi bahwa penggunaan pesawat ruang angkasa untuk komunikasi, terutama jarak jauh internasional dan antarbenua, televisi dan telekontrol, ketika mentransmisikan sejumlah besar informasi, memungkinkan Anda untuk menghilangkan banyak kesulitan yang melekat dalam komunikasi radio tradisional. Dalam hal ini, dimungkinkan untuk menggunakan relai pasif atau aktif.
Untuk mengatur komunikasi radio dalam rentang VHF pada area yang cukup luas, perlu untuk membuat sejumlah besar repeater perantara. Karena pesawat ruang angkasa dapat diamati secara bersamaan dari beberapa titik, di mana komunikasi harus dibangun, ia dapat digunakan untuk menyampaikan sinyal radio. Solusi paling sederhana adalah dengan menggunakan pesawat ruang angkasa sebagai objek yang memantulkan gelombang radio yang diarahkan padanya. Prinsip ini mendasari metode relai pasif (Gambar 1.3).
Komunikasi pesawat ruang angkasa Gambar 1.3 - Skema komunikasi menggunakan pesawat ruang angkasa komunikasi menggunakan metode retransmisi pasif A, B - titik pemancar dan penerima yang beroperasi pada frekuensi f1;
A1, B1 - titik pemancar dan penerima yang beroperasi pada frekuensi f Sesi komunikasi hanya dimungkinkan jika pesawat ruang angkasa komunikasi berada di zona visibilitas simultan dari pemancar dan penerima, dan antenanya diarahkan ke pesawat ruang angkasa. Sinyal dengan frekuensi f1 dari pemancar A ditransmisikan ke arah pesawat ruang angkasa. Peralatan onboard pesawat ruang angkasa menerima sinyal, memperkuatnya dan mentransmisikannya kembali pada frekuensi f1 menuju penerima B, yang memastikan penerimaan, penguatan, dan penggunaan sinyal.
Terlepas dari kesederhanaan yang jelas, biaya rendah, dan keunggulan teknis tertentu dari CSC semacam itu (kemungkinan operasi simultan dari sejumlah besar koresponden, ketergantungan kualitas komunikasi hanya pada reflektifitas pesawat ruang angkasa), ia memiliki kelemahan serius. Secara khusus, untuk mempertahankan koneksi yang stabil, diperlukan daya pancar yang tinggi dan sensitivitas yang tinggi dari perangkat penerima terestrial. Tetapi bahkan ketika kondisi ini terpenuhi, saluran radio tidak bekerja cukup stabil, dengan gangguan yang besar. Selain itu, masa aktif pesawat ruang angkasa tersebut ternyata pendek karena perubahan bentuknya dan penurunan sifat reflektif. Oleh karena itu, prinsip refleksi pasif belum menemukan perkembangan lebih lanjut dalam sistem komunikasi ruang angkasa.
Prinsip menggunakan pesawat ruang angkasa komunikasi dengan relai aktif telah ditetapkan dan tersebar luas. Dalam hal ini, sistem komunikasi bekerja sebagai berikut (Gambar 1.4).
Gambar 1.4 - Skema komunikasi menggunakan pesawat ruang angkasa komunikasi menggunakan metode retransmisi aktif ZSV1 - zona visibilitas bersama dari pesawat ruang angkasa komunikasi dengan titik A dan B pada ketinggian orbit H1;
2 - zona visibilitas gabungan dari pesawat ruang angkasa komunikasi dengan titik A dan B pada ketinggian orbit 2;
f1 - frekuensi transmisi sebelum transmisi ulang;
f2 - frekuensi transmisi setelah transmisi ulang Stasiun I di titik A mengirimkan sinyal dengan frekuensi f1 ke arah A-C pada pesawat ruang angkasa komunikasi yang terletak di zona visibilitas titik A dan B.
Di pesawat ruang angkasa, sinyal-sinyal ini diterima, diperkuat dan ditransmisikan kembali, tetapi sudah pada frekuensi f2 in arah C-B... Pada titik B, sinyal yang diterima diproses dan dikirim melalui saluran komunikasi terestrial ke stasiun II.
Kebutuhan untuk menerima dan mengirimkan arus informasi yang besar pada frekuensi f1 oleh repeater pesawat ruang angkasa mengarah pada kebutuhan akan penerima broadband, di mana, bersama dengan sinyal yang berguna, gangguan juga menembus. Interferensi yang diperkuat dan ditransmisikan pada frekuensi f2 menurunkan kualitas sambungan. Oleh karena itu, repeater modern dilengkapi dengan perangkat pemrosesan (filter) yang membersihkan sinyal yang berguna dari gangguan.
Prinsip komunikasi ruang angkasa dengan relai aktif melibatkan pemasangan antena yang sesuai, perangkat penerima dan transmisi, serta sumber daya pada pesawat ruang angkasa. Ini memungkinkan untuk secara signifikan mengurangi kekuatan transmisi dan sensitivitas perangkat ground penerima.
Salah satu pertanyaan kunci adalah parameter orbit pesawat ruang angkasa. Untuk mengatur komunikasi berkelanjutan global di negara kita yang terletak di belahan bumi utara, disarankan untuk menggunakan orbit yang sangat elips dengan periode orbit 12 jam untuk penempatan pesawat ruang angkasa. Satu pesawat ruang angkasa, pergi ke apogee dan kembali ke perigee, dapat memberikan visibilitas timbal balik dari wilayah barat dan Timur Jauh kita selama 8 jam. Untuk memastikan kesinambungan komunikasi, empat pesawat ruang angkasa dimasukkan dalam sistem pesawat ruang angkasa di orbit yang sangat elips, karena menurut teknologi kontrol, satu jam dihabiskan untuk memeriksa keadaan pesawat ruang angkasa dengan telemetri, menyalakan repeater dan "menarik" ke dalam mode saat memasuki zona visibilitas, serta telemetri dan mematikan saat meninggalkan garis pandang.
Dalam rentang gelombang radio tertentu, kebutuhan untuk mengatur komunikasi tidak disediakan oleh kapasitas saluran (batang) satu pesawat ruang angkasa (relay satelit). Dalam hal ini, menjadi perlu untuk meningkatkan jumlah pesawat ruang angkasa di gas buang dan memisahkan area layanan untuk mereka. Ternyata jumlah pelanggan terbesar berada di pita 40 ° - 60 ° lintang utara dan selatan, dan untuk tujuan ini, organisasi komunikasi yang paling nyaman menggunakan pesawat ruang angkasa yang terletak di orbit geostasioner(Gambar 1.5). Titik-titik yang ditunjukkan pada gambar sesuai dengan posisi pesawat ruang angkasa di orbit pada siang hari.
Komunikasi pesawat ruang angkasa komunikasi pesawat ruang angkasa Gambar 1.5 - Posisi orbit pesawat ruang angkasa komunikasi di orbit yang sangat elips dan geostasioner: 0 - 24 - jam sehari Mari kita karakterisasi pesawat ruang angkasa yang termasuk dalam CSC. Empat pesawat ruang angkasa tipe "Molniya"
(Gambar 1.6) dalam orbit yang sangat elips dan empat pesawat ruang angkasa tipe "Horizon"
(Gambar 1.7) atau "Layar" (Gambar 1.8) di orbit geostasioner menyediakan (dengan cadangan) organisasi komunikasi global di belahan bumi utara, dan di selatan - hingga garis lintang 60 °.
Pesawat ruang angkasa komunikasi "Molniya" dilengkapi dengan dua jenis peralatan: layanan (layanan) dan khusus. Peralatan layanan di dalam pesawat mencakup sistem, instrumen, dan unit serba guna yang memastikan pengoperasian pesawat ruang angkasa, memantau kondisinya, dan mengendalikannya dalam penerbangan, terlepas dari sifat tugas yang dilakukan.
Gambar 1.6 - Pesawat ruang angkasa komunikasi "Molniya-2"
Gambar 1.7 - Pesawat ruang angkasa komunikasi "Horizon"
Gambar 1.8 - "Layar" komunikasi pesawat ruang angkasa
Komposisi dan tujuan layanan peralatan di atas kapal, yang biasanya sama untuk sebagian besar pesawat ruang angkasa, akan dipertimbangkan dalam Bagian 1.5.
Peralatan onboard khusus di pesawat ruang angkasa Molniya meliputi:
antena untuk menerima dan mengirimkan sinyal Bumi - udara - Bumi dan sistem pelacakan terkait dan perangkat antena penggerak. Pesawat ruang angkasa ini memiliki dua antena parabola dengan desain kisi-kisi yang dapat dilipat, yang terbuka setelah pesawat ruang angkasa memasuki orbit. Selama seluruh penerbangan, antena berorientasi ke pusat bumi;
repeater, terdiri dari perangkat penerima, pengubah dan penguat. Satelit ini memiliki tiga repeater:
yang utama dan dua yang cadangan, ganti yang utama jika perlu.
Memantau posisi pesawat ruang angkasa di ruang angkasa, mengukur parameter pesawat ruang angkasa, menentukan parameter orbit dan koreksinya, memprediksi gerakan pesawat ruang angkasa, memeriksa keadaan dan fungsi yang benar dari sistem onboard dan diagnostiknya, memantau konsumsi pesawat ruang angkasa sumber daya energi dan mengamati mapan rezim suhu, penerbitan program saat ini dan perintah satu kali di atas pesawat ruang angkasa, kontrol perjalanan dan pelaksanaannya, serta beberapa fungsi manajemen lainnya dilakukan oleh layanan dan fasilitas kompleks kontrol darat.
Jenis SC "Ekran", yang penggunaannya dimulai pada tahun 1976, ditempatkan di orbit geostasioner dan dimaksudkan untuk menyediakan siaran televisi dan radio di daerah terpencil. Dengan demikian, area layanan pesawat ruang angkasa Ekran dengan titik pemosisian 90 ° E memanjang dari Novosibirsk ke Yakutsk. Pada saat yang sama, penerimaan langsung sinyal dari pesawat ruang angkasa disediakan untuk antena kolektif kecil dari jenis yang disederhanakan, dipasang langsung di atap rumah. Selama pemasangan, mereka dipandu oleh pesawat ruang angkasa geostasioner dengan akurasi 1-3 °.
Perhatikan bahwa pesawat ruang angkasa Ekran "berdiri" di atas area layanan tertentu harus dipastikan dengan akurasi tinggi: sekitar 0,5о-1о dalam garis lintang dan garis bujur. Jika perlu, orbit dikoreksi menggunakan mikromotor kontrol onboard. Juga, persyaratan tinggi dikenakan pada sistem kontrol sikap: penyimpangan pesawat ruang angkasa dari arah yang ditetapkan tidak boleh melebihi 0,1 °. Teknologi ruang angkasa modern memberikan ketepatan seperti itu. Kesalahan dalam orientasi antena onboard secara signifikan mengurangi area jangkauan. Jadi, jika orientasinya salah, cakupan area televisi hanya sekitar 60% dari nilai maksimum yang mungkin.
Untuk menyediakan Kualitas tinggi sinyal pada pesawat ruang angkasa komunikasi modern menggunakan antena onboard yang sangat terarah dengan lebar pancaran 17 ° (cakupan global) hingga 2o-4 °.
Sejak 1967, jaringan televisi luar angkasa Orbita telah beroperasi di negara kita berdasarkan Molniya KSS (Gambar 1.9).
Sinyal televisi dari pusat televisi di Moskow ditransmisikan melalui saluran komunikasi terestrial ke salah satu stasiun bumi Molniya KSS dan melalui antenanya dipancarkan ke pesawat ruang angkasa Molniya. Di sini mereka diterima dan segera diteruskan ke semua stasiun penerima jaringan Orbita yang terletak di waktu yang diberikan di zona visibilitas pesawat ruang angkasa. Diterima dari pesawat ruang angkasa oleh stasiun Orbita
Sinyal TV dikirim melalui jalur kabel broadband ke pusat TV lokal, yang menggunakan pemancar dan antena TV mereka, menyampaikan program TV ke perangkat TV di wilayah tersebut.
Gambar 1.9 - Skema transmisi televisi menggunakan pesawat ruang angkasa Molniya
dalam sistem "Orbit"
A - pusat televisi dari televisi pusat;
B - saluran komunikasi darat;
- titik komunikasi kompleks tanah "Molniya";
G - pesawat ruang angkasa komunikasi "Molniya";
D - stasiun penerima jaringan Orbita;
E - pusat televisi lokal dan area jangkauannya. Stasiun jaringan Orbita terletak di bangunan beton bertulang bundar, yang atapnya berfungsi sebagai fondasi untuk antena parabola yang sangat efisien dengan diameter cermin 12 m. Petir".
Rentang kecepatan yang diizinkan dari antena ground "Orbit"
menyediakan pelacakan percaya diri dari pesawat ruang angkasa dengan itu di setiap ketinggian dan azimut posisinya relatif terhadap stasiun.
Perhitungan menunjukkan bahwa pesawat ruang angkasa komunikasi berada dalam orbit yang sangat elips dengan parameter sebagai berikut: kemiringan i = 65;
ketinggian perigee Hp = 400 km, ketinggian puncak Ha = 40.000 km, periode orbit T = 12 jam, mampu memberikan visibilitas simultan pesawat ruang angkasa di wilayah barat dan timur wilayah RF selama 8 jam.
Pasukan komando dan kontrol militer memainkan peran penting dalam komando dan kontrol.
Jadi, penggunaannya dalam tautan operasional "asosiasi - koneksi"
memberikan peningkatan jangkauan komunikasi hingga 10.000 km dan kecepatan transfer data hingga 1500 bit / s.
Penggunaan KCC memungkinkan untuk membuat lompatan kualitatif dalam organisasi komunikasi. Jadi, komunikasi seluler, yang hingga saat ini tampak begitu eksotis, dengan kuat memasuki kehidupan dan tersedia bagi jutaan orang dalam satu dekade. Pengembangan KCC akan ditujukan untuk lebih memastikan komunikasi global yang stabil dan berkelanjutan dari pelanggan dari berbagai tingkatan, meningkatkan throughput jaringan komunikasi dan mengatur ruang telekomunikasi multi-level.
Sistem navigasi ruang angkasa 1. Di Bumi, rute laut, dan di ruang dekat bumi, jumlah objek yang dikendalikan terus meningkat, yang terus-menerus membutuhkan dukungan navigasi - penentuan lokasi, arah, dan kecepatan pergerakannya yang tepat. Tingkat modern dan terutama prospek pengembangan transportasi ditandai dengan perluasan zona komunikasi yang signifikan dan peningkatan kecepatan kendaraan: kecepatan supersonik telah dikuasai dalam penerbangan sipil, kecepatan kapal laut dan samudera telah meningkat secara signifikan, maskapai penerbangan internasional melintasi ruang luas yang mencakup seluruh dunia. Kutub Utara dan Antartika, penetrasi ke pusat yang hingga saat ini merupakan tindakan kepahlawanan dan keberanian, telah menjadi medan biasa. transportasi jalan raya... Dengan peningkatan volume, efisiensi dan signifikansi tugas transportasi, persyaratan kualitas dukungan navigasi meningkat. Banyak objek memerlukan penentuan navigasi yang sangat sering dengan akurasi tinggi setiap saat terlepas dari kondisi cuaca. Kecepatan tinggi dari objek bergerak memerlukan penentuan navigasi dalam waktu yang terbatas, dan seringkali secara real time.
Oleh karena itu, persyaratan tinggi dikenakan pada dukungan navigasi modern, yang utamanya adalah:
globalisasi, yaitu kemampuan untuk melakukan penentuan navigasi di mana saja di dunia atau ruang dekat bumi kapan saja sepanjang hari, terlepas dari kondisi cuaca;
efisiensi, yaitu kemampuan untuk melakukan penentuan navigasi dalam waktu yang dihitung dalam menit dan bahkan detik (idealnya dalam waktu nyata);
akurasi definisi navigasi.
Setiap metode dukungan navigasi untuk berbagai objek didasarkan pada pengukuran lokasinya relatif terhadap setiap landmark dengan koordinat yang diketahui.
Metode tradisional astronavigasi menggunakan Matahari, Bulan, dan bintang sebagai penanda;
dalam metode navigasi radio terestrial - suar radio dengan koordinat tetap yang diketahui;
dalam metode magnetik - kutub Bumi.
Badan antariksa buatan juga dapat digunakan sebagai titik referensi, misalnya, pesawat ruang angkasa di orbit satelit bumi buatan, jika koordinatnya diketahui oleh objek yang lokasi dan kecepatannya akan ditentukan.
Sangat tidak mungkin untuk memastikan pemenuhan persyaratan yang tercantum dalam hal globalitas, efisiensi dan akurasi dengan hanya mengembangkan metode navigasi tradisional. Ini disebabkan oleh fakta bahwa banyak dari mereka bergantung pada kondisi cuaca, dan penggunaan suar radio tidak memungkinkan untuk mencakup semua wilayah yang diperlukan.
Sistem di mana pesawat ruang angkasa di orbit satelit bumi buatan dipilih sebagai titik referensi disebut sistem navigasi ruang angkasa (SSS). Mereka dirancang untuk menentukan parameter navigasi (koordinat lokasi dan komponen vektor kecepatan) objek bergerak (pesawat ruang angkasa, pesawat terbang, kapal, kompleks roket bergerak, dll.) dan mentransfer parameter ini ke konsumen. SPS dibedakan oleh sejumlah fitur yang memungkinkan peningkatan efisiensi dukungan navigasi secara signifikan. Penentuan navigasi dilakukan di sini dengan mengukur parameter sinyal radio yang dipancarkan oleh pesawat ruang angkasa. Dalam hal ini, rentang VHF dapat digunakan, di mana perangkat pengukur paling akurat dapat digunakan, yang memberikan akurasi tinggi dalam mengukur rentang dan laju perubahan rentang ini relatif terhadap pesawat ruang angkasa.
Globalitas SSP dapat dicapai dengan memasukkan dalam sistem sejumlah pesawat ruang angkasa navigasi yang memadai, yang memastikan kemungkinan pengamatan terus-menerus mereka pada titik mana pun di ruang dekat bumi.
Peningkatan efisiensi dicapai karena kemungkinan pengamatan simultan dari beberapa pesawat ruang angkasa.
SPS mencakup komponen-komponen berikut (Gambar 1.10):
SC, termasuk pesawat ruang angkasa OG dan sarana kompleks kontrol tanah (GCC);
Sarana khusus pada objek yang memerlukan penentuan navigasi, dirancang untuk menerima informasi yang diperlukan dari pesawat ruang angkasa, mengukur parameter navigasi dan menghitung lokasi dan kecepatan objek ini.
Stasiun darat NKU mengukur parameter navigasi pesawat ruang angkasa. Pengukuran ini ditransmisikan melalui jalur komunikasi ke pusat komputasi, di mana, berdasarkan pemrosesannya, parameter orbital dan berbagai koreksi ditentukan dan diprediksi (misalnya, nilai penyimpangan skala waktu dari jam onboard pesawat ruang angkasa , dll.).
Parameter orbital untuk setiap momen waktu yang diprediksi, yang biasanya disebut ephemerides pesawat ruang angkasa, dan berbagai koreksi ditransmisikan melalui saluran komunikasi ke stasiun transmisi perintah. Stasiun mengirimkannya secara berkala ke pesawat ruang angkasa, di mana mereka direkam dalam blok memori. Setiap pesawat ruang angkasa navigasi menerima informasi ephemerisnya sendiri, karena parameter orbit pesawat ruang angkasa yang berbeda dan keberangkatan jam onboard akan berbeda.
KA-2 KA-KA-KA- Gambar 1.10 - Diagram Struktur SPS 1 - Alat Ukur NKU;
2 - stasiun untuk mentransmisikan informasi ephemeris;
~ 3 - pusat komputasi;
4 - konsumen;
D - jangkauan;
D - kecepatan radial Setiap navigasi pesawat ruang angkasa terus menerus memancarkan sinyal radio dan mengirimkan informasi ephemeris secara real time.
Konsumen dengan bantuan sarana teknis radio menerima ephemeris, sinyal waktu dan secara bersamaan mengukur parameter navigasi pesawat ruang angkasa (satu atau beberapa). Perangkat komputasi konsumen memproses informasi yang diterima, menghitung lokasinya (dan, jika diperlukan, kecepatan pergerakannya) dan memperkenalkan koreksi pada data sistem navigasi inersia atau tradisional lainnya, jika SSP digunakan bersama dengan mereka.
Keakuratan penentuan lokasi konsumen dan kecepatannya tergantung pada kesalahan dalam menentukan ephemeris, keakuratan jam onboard, faktor geometris yang mencirikan posisi relatif pesawat ruang angkasa, dan, akhirnya, pada kesalahan dalam mengukur parameter navigasi. oleh pengguna.
Jadi, untuk sistem navigasi GLONASS, deskripsi yang diberikan dalam paragraf 1.1, karakteristik teknis berikut diberikan:
akurasi penentuan koordinat objek bergerak - 100 m;
akurasi penentuan koordinat objek stasioner - 10 m;
akurasi penentuan komponen vektor kecepatan konsumen - 0,15 m / s;
akurasi pengikatan waktu ephemeris ke waktu universal - 5 ms;
waktu penentuan navigasi pertama adalah 1-3 menit, penentuan selanjutnya adalah 1-10 s.
Sistem navigasi ruang angkasa akan berkembang menuju penciptaan pada tingkat yang baru secara kualitatif untuk kepentingan memecahkan berbagai masalah navigasi objek bergerak, referensi presisi tinggi selama konstruksi, survei geologi, selama pekerjaan kadaster, kontrol atas pengangkutan kargo berharga, melakukan operasi penyelamatan darurat, dll. Dukungan navigasi akan memperoleh karakter individu. Semakin banyak cara yang memungkinkan penggabungan peta digital dengan referensi presisi tinggi dari posisi objek bergerak dan stasioner saat ini, ditentukan dengan bantuan CNS, dengan cara mentransmisikan sinyal koordinat mereka sendiri. Ke depan, SPS akan tegas masuk ke dalam kehidupan sehari-hari.
Sistem meteorologi luar angkasa 1. Informasi tentang lingkungan menyediakan jaringan meteorologi federal dan departemen terestrial, yang meliputi penerbangan, kapal, fasilitas meteorologi balon, stasiun hidrometeorologi otomatis (laut, laut, sungai, terestrial) dan sistem meteorologi luar angkasa (CMS).
Jaringan hidrometeorologi terestrial terdiri dari beberapa ribu stasiun dan pos meteorologi dan hidrologi. Banyak dari mereka berada di daerah yang sulit dijangkau. Untuk penyusunan prakiraan cuaca jangka panjang dan cukup akurat, informasi dari jaringan meteorologi berbasis darat jelas tidak cukup. Hal ini sebagian besar disebabkan oleh fakta bahwa 71% dari permukaan bumi adalah lautan dan lautan, dan di 29% permukaan yang tersisa terdapat area yang luas (pegunungan, gurun, hutan, dll.) di mana stasiun cuaca jarang atau tidak ada. Ini secara signifikan mengurangi kualitas ramalan cuaca.
Jaringan pertukaran informasi hidrologi internasional juga kurang berkembang.
Perolehan informasi meteorologi dengan bantuan peralatan meteorologi penerbangan, kapal dan balon masih dilakukan secara sporadis dan hanya pada jalur yang terpisah.
Keberhasilan pengembangan teknologi ruang angkasa telah berkontribusi pada penciptaan CMM, yang memungkinkan untuk secara signifikan meningkatkan kemungkinan memperoleh informasi hidrometeorologis dibandingkan dengan cara tradisional dan untuk meningkatkan kualitas peramalan.
CCM dirancang untuk menyelesaikan tugas-tugas berikut:
Memperoleh gambar bidang berawan di dunia, memantau asal dan perkembangan proses atmosfer (siklon, angin topan, dll.), mengenali suhu hangat dan dingin massa udara;
Mendapatkan distribusi vertikal suhu dan kecepatan udara atmosfer;
Studi tentang keseimbangan radiasi sistem "bumi-atmosfer";
Pengumpulan informasi dari stasiun meteorologi otomatis yang terletak di daerah terpencil di Bumi dan perairan Samudra Dunia, dan dari balon dengan transmisi informasi ini selanjutnya ke titik penerimaan atau pusat meteorologi yang sesuai;
Transmisi ulang informasi yang diproses dari pusat meteorologi ke konsumen;
Memberikan informasi meteorologi kepada komando Angkatan Bersenjata RF.
Struktur sistem meteorologi ruang yang khas ditunjukkan pada Gambar 1.11.
Konstelasi orbit paling sering terdiri dari 3 pesawat ruang angkasa di orbit geostasioner, memberikan pemandangan 90% permukaan bumi, dan 12 pesawat ruang angkasa di orbit sirkumpolar dengan ketinggian puncak 700-2000 km.
Stasiun penerima perintah darat KMS memberikan perintah untuk mengirimkan informasi dari pesawat ruang angkasa, menerimanya dan mengirimkannya ke pusat meteorologi.
Gambar 1.11 - Struktur sistem meteorologi ruang angkasa 1 - pesawat ruang angkasa meteorologi;
2 - probe balon;
3 - stasiun hidrometeorologi otomatis;
4 - stasiun untuk penerimaan informasi langsung;
5 - pusat meteorologi lokal;
6 - konsumen informasi meteorologi;
- stasiun pengukuran lintasan;
8, 9 - stasiun komando dan penerima;
10 - pusat meteorologi;
11 - kontrol dan pemrograman orbit;
12 - pemrosesan data;
13 - analisis dan ramalan cuaca;
14 - analisis dan perkiraan lokal;
15 - analisis dan ramalan planet Stasiun pengukuran lintasan NKU melakukan pemantauan radio dan prediksi orbit, mengirimkan hasil perhitungan ke pusat meteorologi, di mana mereka digunakan untuk mengembangkan program untuk stasiun komando dan penerima. Pusat Meteorologi menyiapkan analisis planet dan ramalan cuaca berdasarkan data dari stasiun komando dan penerima, stasiun pengukuran lintasan dan stasiun meteorologi berbasis darat.
Pusat meteorologi regional dan lokal mengumpulkan analisis lokal dan ramalan cuaca menggunakan data dari pesawat ruang angkasa dan dari pusat meteorologi.
Skema "Meteor" KMS domestik ditunjukkan pada Gambar 1.12. Ini berfungsi sebagai bagian integral dari World Weather Watch. OG mencakup 2-3 pesawat ruang angkasa "Meteor", yang berada di orbit hampir melingkar dengan parameter berikut: kemiringan orbit i = 82,5о;
ketinggian orbit h = 1200-1300 km. Informasi dari pesawat ruang angkasa Meteor ditransmisikan melalui sistem komunikasi radio global ke semua negara yang berpartisipasi dalam Organisasi Meteorologi Dunia. Pesawat ruang angkasa telah aktif selama 2 tahun.
Pesawat ruang angkasa seri Meteor (Gambar 1.13) segera mengumpulkan dan mengirimkan informasi hidrometeorologi global kepada konsumen, data tentang situasi radiasi di ruang dekat bumi dan tentang keadaan ozonosfer. Informasi ini merupakan dasar untuk membuat prakiraan jangka panjang dari berbagai fenomena cuaca dan memungkinkan Anda untuk mencegah kerusakan material akibat kondisi cuaca buruk dalam jumlah sekitar satu miliar rubel per tahun.
Gambar 1.12 - Diagram sistem meteorologi "Meteor"
Gambar 1.13 - Pesawat ruang angkasa Meteorologi "Meteor"
SC "Meteor" memberikan solusi untuk tugas-tugas berikut:
memperoleh dalam rentang terlihat dan inframerah (IR) gambar awan, permukaan bumi, lapisan es dan salju, serta data untuk menentukan suhu permukaan laut di atmosfer tak berawan dan suhu radiasi permukaan di bawahnya;
memperoleh data spektrometri untuk menentukan profil suhu vertikal, distribusi vertikal konsentrasi ozon dan kandungan totalnya di atmosfer;
pengukuran radiasi pada ketinggian penerbangan pesawat ruang angkasa;
akumulasi dan transmisi menurut program atau dengan perintah ke Pusat Utama Penerimaan dan Pengolahan Data dan Pusat Regional untuk Penerimaan dan Pengolahan Data dalam mode reproduksi dan transmisi langsung informasi ilmiah;
transmisi terus menerus dari gambar lokal awan dan permukaan bumi dalam rentang spektrum yang terlihat dan inframerah ke titik penerima informasi dalam mode transmisi informasi langsung, menyalakan dan berfungsi pada loop mana pun dari semua peralatan sesuai dengan program pekerjaan.
Transmisi gambar lokal awan dan permukaan bumi dalam rentang tampak dan inframerah dari pesawat ruang angkasa ke titik-titik untuk menerima informasi meteorologi dilakukan secara real time.
Gambar televisi dan inframerah memungkinkan untuk mengungkapkan fitur struktur bidang awan yang tidak dapat diakses oleh pengamatan dari jaringan dasar stasiun, dan untuk menarik kesimpulan tidak hanya tentang posisi, tetapi juga tentang evolusi objek sinoptik yang sesuai dan massa udara. Menggunakan informasi ini memungkinkan Anda mendapatkan perkiraan yang andal untuk jangka waktu hingga satu hari.
Peralatan aktinometrik juga dipasang di pesawat ruang angkasa, yang dirancang untuk mengukur fluks radiasi yang meninggalkan Bumi.
Prospek pengembangan CCM dikaitkan dengan peningkatan kualitas prakiraan cuaca, menjadikan durasi prakiraan yang andal menjadi 10 hari atau lebih, mengurangi kerusakan akibat fenomena cuaca berbahaya seperti angin topan, angin topan, badai dengan meningkatkan akurasi area tindakan fenomena dan parameter ini ditentukan, mencirikan kemunculan dan perkembangannya.
Sistem peringatan serangan rudal luar angkasa 1. Penciptaan sistem peringatan serangan rudal (EWS) terutama karena kebutuhan untuk mendeteksi peluncuran rudal balistik (pembawa senjata nuklir) yang ditujukan ke wilayah negara. Ini memungkinkan para pemimpin militer-politik negara untuk menerima informasi yang tepat waktu tentang awal penggunaan senjata rudal nuklir oleh musuh.
Tugas utama yang diselesaikan oleh sistem peringatan dini di negara kita dan di Amerika Serikat umumnya serupa:
deteksi dini peluncuran rudal balistik dari wilayah musuh potensial dan area patroli kapal selam.
penilaian koordinat peluncuran rudal balistik dan penentuan kemungkinan area jatuhnya hulu ledak.
pengamatan uji lapangan dan pelatihan peluncuran rudal balistik, serta pelacakan peluncuran benda-benda luar angkasa.
kontrol serangan nuklir terhadap target musuh potensial di masa perang.
tes pengintaian senjata nuklir di atmosfer di masa damai.
Pesawat ruang angkasa yang merupakan bagian dari sistem peringatan dini serangan rudal domestik beroperasi di orbit yang sangat elips dan geostasioner. OG SC dapat terdiri dari 4 6 SC di orbit geostasioner atau sangat elips.
Sistem peringatan dini terus-menerus waspada dan menjaga area utama yang berbahaya dari misil tetap terkendali bola dunia... Di atas masing-masing wilayah ini (wilayah Amerika Serikat, Eropa, wilayah Pasifik dan Samudra Atlantik) ada 1-2 pesawat ruang angkasa. Informasi dari pesawat ruang angkasa yang terletak di atas belahan bumi timur tiba di titik penerima informasi, serta di stasiun penerima bergerak. Dari pesawat ruang angkasa lain, itu diteruskan ke wilayah Rusia melalui pesawat ruang angkasa KSS.
Pesawat ruang angkasa memberikan kontrol hampir terus menerus dari wilayah secara global di garis bujur dan garis lintang sekitar 80 0 S lintang. - 800 N Waktu yang diperlukan untuk mendeteksi peluncuran rudal balistik tidak melebihi 1 menit, dan setelah 2-3 menit informasi tentang peluncuran dikirim ke konsumen. Peralatan khusus yang dipasang di pesawat ruang angkasa memungkinkan untuk menentukan koordinat peluncuran rudal balistik dengan kesalahan maksimum 20 km, dan lokasi jatuhnya hulu ledak - dengan kesalahan maksimum sekitar 100 km.
Arah utama peningkatan sistem peringatan dini terkait dengan peningkatan keandalan pemantauan area berbahaya rudal, efisiensi penyampaian informasi kepada konsumen, dan akurasi penentuan koordinat lokasi peluncuran dan tempat jatuhnya hulu ledak.
Sistem pengawasan ruang angkasa 1. Ciri-ciri pelaksanaan perang dan konflik bersenjata pada akhir abad ke-20 dan awal abad ke-21 telah menunjukkan bahwa peran dan skala penggunaan aset ruang angkasa dalam memecahkan masalah konfrontasi militer terus meningkat. Hal ini dibuktikan dengan partisipasi lebih dari 130 negara bagian dalam kegiatan luar angkasa... 35 dari mereka sedang mengerjakan program untuk penggunaan aset luar angkasa untuk keperluan militer, dan 17 memiliki program luar angkasa sendiri.
Tugas utama, untuk solusi yang aset ruang angkasa digunakan untuk kepentingan pertahanan, adalah tugas pengintaian foto dan radio-teknis, di mana sistem pengintaian luar angkasa (KSR) dibuat. Kemudian, ketika tugas dan kemampuan pesawat ruang angkasa diperluas, mereka mulai disebut sistem pengamatan ruang angkasa (STS).
Klasifikasi pesawat ruang angkasa observasi ditunjukkan pada Gambar 1.14.
Selain pengintaian dan penunjukan target, KSR menyelesaikan tugas memantau perjanjian tentang pengurangan persenjataan, memberikan informasi ruang angkasa ke semua tingkat komando dan kontrol, mengamati area perang lokal dan latihan besar, dll.
UNIT PENGAMBIL RUANG pengintai spesies sosial-ekonomi pemantauan lingkungan pengamatan meteorologi fotografi topografi radio inframerah, geodesi teknik radio laser, layanan penyelamatan televisi optik-elektronik Gambar 1.14 - Klasifikasi kendaraan ruang angkasa observasi Pertimbangkan beberapa jenis CSR modern.
Sistem intelijen radio dan elektronik dirancang untuk pengawasan radio dan radio terperinci untuk kepentingan Kementerian Pertahanan. Mereka menyelesaikan tugas-tugas berikut:
penentuan lokasi, karakteristik utama, dan fitur fungsi alat radio-elektronik (RES) dari musuh potensial;
kontrol konstan atas mode operasi peralatan elektronik radio untuk memantau udara dan luar angkasa, komunikasi dan pusat komando dan kendali, serta perubahan situasi radio-elektronik umum di teater operasi militer;
intersepsi informasi telemetri saat menguji potensi rudal balistik musuh.
V Federasi Rusia Untuk menyelesaikan tugas-tugas ini, sistem pengawasan radio-teknis terpadu telah dibuat. Metode utama penggunaan sistem tempur adalah penyebaran awal dan pemeliharaan operasi berkelanjutan komposisi OG pesawat ruang angkasa yang dipasang di masa damai dan masa perang di orbit dengan parameter berikut: kemiringan i = 82,50;
ketinggian maksimum (minimum) Hmax = 680 km (Hmin = 648 km);
periode orbit = 97, min. Masa garansi untuk keberadaan aktif pesawat ruang angkasa adalah 12 bulan.
Sistem menerima dan menganalisis sinyal dari sumber radiasi aktif, mis. sinyal komunikasi radio dan pencarian arah, pada frekuensi hingga MHz. Dengan bidang pandang 400, peralatan khusus pesawat ruang angkasa memastikan keakuratan referensi peralatan elektronik radio di darat hingga 3-5 m. Pada saat yang sama, waktu pemrosesan informasi dengan sarana di atas kapal adalah 180 detik, yang memastikan efisiensi tinggi.
Sistem pengintaian optik dan optik-elektronik dirancang untuk pemantauan optik-elektronik dari aktivitas angkatan bersenjata musuh potensial. Mereka menyelesaikan tugas-tugas berikut:
pemantauan sistematis keadaan dan sifat fungsi objek strategis;
klarifikasi hasil pengintaian terjadwal dan berkala terhadap objek dan wilayah strategis;
kontrol lokasi dan aktivitas objek bergerak dari pasukan pemogokan strategis;
klarifikasi data yang cepat tentang situasi di wilayah konflik lokal dan situasi krisis;
pengintaian area manuver pasukan musuh potensial;
pemantauan sistematis atas pengerahan dan pergerakan pasukan dan peralatan militer;
kontrol atas penggunaan senjata nuklir di wilayah dan fasilitas musuh.
Untuk mendeteksi, mengidentifikasi, menguraikan, dan mendeskripsikan berbagai objek strategis, peralatan pengintai optik dan optik-elektronik harus memiliki resolusi yang cukup tinggi.
Beberapa karakteristik diberikan dalam tabel. 1.1.
Berdasarkan analisis tabel, peralatan dengan resolusi 3-5 m akan memungkinkan deteksi semua objek. Penguraian dan deskripsi membutuhkan peralatan dengan resolusi orde 0,5 m.
Tabel 1.1 - Resolusi yang diperlukan untuk peralatan pengintaian optik dan optoelektronik, m Identifikasi Deteksi Objek Decoding Deskripsi Jembatan 6 4.5 1.5 0, Stasiun radar 3 0.9 0.3 0, Pusat komunikasi 3 1.5 0.3 0, Depot material 1.5 0.6 0.3 0, Lokasi 6 2.1 1.2 0 , unit militer Lapangan terbang militer - 90 4,5 1, Peralatan militer 6 4,3 3 0, pangkalan udara Artileri dan taktis 0,9 0,6 0,15 0, roket Pesawat terbang 4,5 1,5 0,9 0, Markas Besar 3 1,5 0,9 0, Rudal kelas darat 3 1,5 0,6 0, darat ", instalasi anti-pesawat Kapal berukuran sedang 7,5 4,5 0,6 0, Kapal selam di 30 6 1,5 0, permukaan Kendaraan 1,5 0,6 0,3 0, Ladang ranjau 9 6 0,9 0, Pelabuhan 30 15 6 Garis pantai dan daerah 30 4,5 3 1, serangan amfibi Dorogi 9 6 1,8 0, Daerah perkotaan 60 30 3 Konstelasi orbit pesawat pengintai optik-elektronik terdiri dari 2 4 pesawat ruang angkasa di orbit kutub rendah (kemiringan i = 90-1000;
ketinggian perigee = 300 km dan apogee Ha = 1000 km), konstelasi orbit pesawat ruang angkasa pengintai radar - dari 2-4 pesawat ruang angkasa dalam orbit melingkar (kemiringan i = 60-700;
tinggi H = 700-800 km).
Sistem pengintaian ruang berbasis darat modern mampu memproses dan menyajikan informasi kepada komandan formasi militer hingga batalion (divisi), inklusif, dari semua jenis pengintaian ruang angkasa, kecuali untuk pengintaian fotografis, dalam interval waktu hingga 60 menit .
Analisis operasi militer Amerika Serikat dan sekutunya di Teluk Persia dan Irak pada tahun 1990-1991, 1998 dan 2003, di Balkan pada tahun 1998 dan Afghanistan pada tahun 2002 memungkinkan kita untuk menyimpulkan bahwa sistem informasi ruang angkasa (intelijen, komunikasi, navigasi, dukungan topogeodetik dan meteorologi) memainkan peran utama dalam dukungan tempur dari tindakan pasukan. Peristiwa di Teluk Persia pada tahun 1991 (Operasi Badai Gurun) menjadi pengalaman pertama penggunaan aset antariksa di semua fase operasi. Hingga 90% informasi tentang formasi bersenjata Irak datang ke pasukan koalisi bersatu dari sistem luar angkasa untuk berbagai tujuan. Selama permusuhan, OG terlibat dalam komposisi 90 pesawat ruang angkasa. Tugas utama yang diberikan kepada badan kontrol komando ruang angkasa di daerah konflik terkait dengan pengintaian, komunikasi, navigasi, dukungan topogeodetik dan meteorologi, dan penilaian hasil penghancuran target musuh. Peran paling signifikan dimainkan oleh aset pengintaian ruang angkasa AS. Pada awal permusuhan, OG dari pesawat ruang angkasa pengintai termasuk pesawat ruang angkasa, yang 4 khusus (optik dan radar), dan sisanya adalah pengintaian radio dan radio-teknis. Penggunaan pengintaian luar angkasa memungkinkan untuk mengungkapkan hampir semua objek pasukan darat, sistem pangkalan Angkatan Udara, unit rudal, serta objek potensi ekonomi militer.
Operasi militer di Balkan (1998) dan Irak (2003) disertai dengan penggunaan sekitar 120 pesawat ruang angkasa untuk berbagai keperluan oleh Amerika Serikat dan sekutunya. Sistem komunikasi luar angkasa digunakan oleh semua tingkat komando, termasuk batalion (divisi), pembom strategis terpisah, pesawat pengintai, pesawat peringatan dini AWACS, dan kapal tempur. Lebih dari 500 stasiun komunikasi ruang angkasa dikerahkan di zona konflik. Selain itu, sistem komunikasi antariksa internasional Intelsat juga digunakan.
Sistem meteorologi memastikan perolehan gambar permukaan bumi dengan resolusi sekitar 600 m dan mempelajari keadaan atmosfer untuk persiapan prakiraan cuaca jangka pendek dan menengah di daerah permusuhan, yang membuat memungkinkan untuk menyusun tabel penerbangan yang direncanakan dan segera memperbaikinya.
Pasukan koalisi banyak menggunakan bidang navigasi yang dibuat oleh sistem navigasi luar angkasa Navstar. Penggunaan informasi navigasi oleh sistem kendali rudal jelajah dari SPS memberikan penurunan kemungkinan penyimpangan melingkar dari 150 m menjadi 15 m, yaitu. akurasinya meningkat 10 kali lipat.
Pengalaman menggunakan sistem informasi ruang angkasa domestik selama operasi kontra-teroris di Chechnya juga menegaskan pentingnya dukungan ruang angkasa untuk operasi militer.
V tahun-tahun terakhir, terutama selama periode konflik, di negara kita dan di Amerika Serikat, sistem intelijen dan senjata interspesifik yang terintegrasi diciptakan.
Konsep penggunaan ruang dan waktu bersama dari sistem pengintaian dan penghancuran penerbangan, aset pengintaian ruang yang terintegrasi ke dalam satu sistem, adalah tahap baru secara kualitatif dalam pengembangan sistem pengintaian dan penghancuran presisi tinggi.
Integrasi CSR informasi dengan sistem senjata, penggunaan pesawat ruang angkasa sipil untuk menyelesaikan tugas-tugas militer dan sebaliknya (pesawat ruang angkasa tujuan ganda), fokus pada penciptaan pesawat ruang angkasa kecil dan ultra-kecil, sarana peluncuran mereka yang sangat bermanuver semakin banyak digunakan dalam organisasi dan pelaksanaan perang bersenjata.
Salah satu tugas utama, yang solusinya harus dipastikan oleh CSR tujuan militer modern, adalah dukungan informasi dari luar angkasa untuk tindakan angkatan bersenjata. Ini mengandaikan dua arah berikut untuk pengembangan CS.
Arah pertama adalah penciptaan CSR dengan karakteristik operasional dan taktis yang tinggi (akurasi, resolusi, produktivitas, survivability, dll).
Arah kedua adalah membawa informasi ruang angkasa ke tingkat komando dan kontrol yang lebih rendah, dan di masa depan - untuk setiap prajurit.
Dasar teknis dari arah pertama adalah peningkatan komponen kunci dari sistem luar angkasa - kompleks ruang angkasa.
Mari kita pertimbangkan secara singkat tujuan dan komposisi CC.
2 TUJUAN DAN KOMPOSISI KOMPLEKS RUANG ROCKET-RUANG Kompleks ruang: tujuan dan komposisi bagian-bagian utama 2. Kompleks ruang angkasa adalah seperangkat orbital yang saling berhubungan secara fungsional dan sarana teknis berbasis darat yang dimaksudkan untuk memecahkan masalah di ruang angkasa dan dari luar angkasa sebagai bagian dari sistem luar angkasa.
QC dirancang untuk menyelesaikan tugas-tugas berikut:
1) persiapan dan peluncuran pesawat ruang angkasa ke orbit tertentu;
2) penerimaan pesawat ruang angkasa untuk kontrol berdasarkan informasi telemetri tentang korespondensi parameter orbit dengan nilai-nilai yang ditentukan dan keadaan sistem onboard pesawat ruang angkasa;
3) commissioning pesawat ruang angkasa ke dalam operasi penerbangan dan dekomisioning pesawat ruang angkasa;
4) kontrol penerbangan orbit pesawat ruang angkasa, pemantauan keadaan dan penilaian kualitas fungsi sistem pesawat ruang angkasa dalam penerbangan;
5) pemenuhan target tugas di bidang keruangan dan penyiapan informasi untuk disampaikan kepada konsumen;
6) deteksi dan pemeliharaan elemen pesawat ruang angkasa yang kembali dari orbit, serta bagian yang dapat dilepas dari kendaraan peluncuran;
7) menjaga gas buang pesawat ruang angkasa dalam komposisi yang dibutuhkan.
Seperti disebutkan di atas, QC merupakan bagian integral dari QS.
Struktur kompleks ruang ditunjukkan pada Gambar 2.1.
KK KPO OG KA RKK NKU Gambar 2.1 - Struktur kompleks ruang KK mencakup elemen (komponen) yang memungkinkan penyelesaian tugas di atas. Komponen paling penting dari kompleks ruang angkasa adalah pesawat ruang angkasa OG - satu set pesawat ruang angkasa yang beroperasi di orbit dan dirancang untuk menyelesaikan tugas yang diberikan di dalam pesawat ruang angkasa. Satu atau lebih pesawat ruang angkasa dapat dimasukkan dalam OG.
Sebagai aturan, nama pesawat ruang angkasa yang merupakan bagian dari pesawat ruang angkasa diberikan kepada pesawat ruang angkasa itu sendiri. Misalnya, pesawat ruang angkasa Kometa dan pesawat ruang angkasa Kometa.
Kontrol penerbangan orbital SC (atau unit orbital (OB), yang mencakup SC dan RB), melakukan sesi komunikasi dengan SC, memprediksi lokasi pendaratan kendaraan keturunan dan kapsul dilakukan oleh kompleks kontrol darat. Sistem kontrol tegangan rendah dari berbagai pesawat ruang angkasa adalah bagian dari kompleks kontrol otomatis berbasis darat (NACU). Dengan demikian, NACU mengelola semua pesawat ruang angkasa (militer, penelitian dan sosial ekonomi) di semua tahap penerbangan. NAKU mencakup sarana pertukaran bergerak dan stasioner dengan pesawat ruang angkasa, komando, program, informasi telemetri dan lintasan, sarana komunikasi, serta sarana pengumpulan dan pemrosesan informasi otomatis dengan dukungan matematis dan informasi yang diperlukan. Dana NACU terletak di pos komando Pusat, titik kontrol pusat untuk berbagai jenis pesawat ruang angkasa, pusat balistik, pusat pemrosesan teleinformasi dan kompleks komando dan pengukuran. Untuk mengontrol penerbangan pesawat ruang angkasa berawak, Pusat Kontrol Penerbangan diperkenalkan ke NACU.
Dasar dari kontrol penerbangan pesawat ruang angkasa apa pun adalah tugas penerbangan, yang menentukan urutan dan urutan pengoperasian sistem pesawat ruang angkasa, dengan mempertimbangkan kebutuhan yang muncul dari perubahan operasionalnya. Tiga kelompok tugas kontrol penerbangan pesawat ruang angkasa dapat dibedakan:
1) koreksi orbit berdasarkan informasi lintasan yang masuk;
2) pelaksanaan manuver pesawat ruang angkasa sesuai dengan tugas penerbangan;
3) kontrol fungsi sistem onboard pesawat ruang angkasa berdasarkan informasi telemetri.
Kompleks pendaratan dan pemeliharaan terlibat dalam pencarian, deteksi, pendaratan, dan pemeliharaan pasca-penerbangan objek yang dikembalikan dari orbit (kendaraan keturunan (SC), kapsul, tahap LV yang dapat digunakan kembali, tahap atas, dll.) dan pengirimannya ke konsumen. Perlu dicatat bahwa KPO bukan merupakan bagian dari semua SC, tetapi hanya yang keberadaan elemen yang dikembalikan dari orbit disediakan.
Tugas utama KPO adalah:
pencarian dan penemuan objek yang dikembalikan;
membuka CA, mengeluarkan wadah, kapsul, balok, dan benda lain dengan pembawa informasi darinya;
layanan pasca-penerbangan untuk barang-barang yang dikembalikan;
menurunkan kru dari SA pesawat ruang angkasa dan memberi mereka pertolongan pertama (jika perlu);
memuat kendaraan ke dalam kendaraan dan mengangkutnya ke tempat tujuan.
KPO termasuk pesawat yang dilengkapi secara khusus, helikopter dan lain-lain kendaraan, sarana pengamatan dalam rentang tampak dan inframerah dan peralatan radio untuk menerima dan mentransmisikan informasi.
Sarana teknis KPO dioperasikan oleh personel unit pencarian khusus dan subdivisi kosmodrom.
Kompleks Roket dan Antariksa menyediakan solusi untuk operasi darat LV, SC, RB, yang kuncinya adalah persiapan ILV untuk peluncuran dan peluncuran SC ke orbit tertentu. Dalam hal komposisi kuantitatif pesawat ruang angkasa yang termasuk dalam komposisinya, dan berbagai tugas yang harus diselesaikan, RSC menempati tempat khusus dalam struktur kompleks ruang angkasa.
Komposisi dan tujuan elemen utama RSC harus dipertimbangkan secara lebih rinci, karena mereka merupakan dasar dari objek struktur ruang kosmodrom.
2.2 Kompleks roket dan ruang angkasa: komposisi dan tujuan elemen utama Kompleks roket dan ruang angkasa dirancang untuk mempersiapkan LV, SC, RB untuk tujuan penggunaannya dan meluncurkan SC (OB) ke orbit dekat bumi.
Analisis fungsi yang dilakukan oleh RKK menunjukkan bahwa mereka semua dapat dibagi menjadi dua kelompok:
1) membawa sistem on-board LV, SC, RB ke keadaan yang memungkinkan peluncuran ILV pada waktu tertentu, menyuntikkan SC ke orbit tertentu dan memastikan pengoperasian SC dalam penerbangan;
2) memeriksa kondisi teknis sistem onboard LV, SC, RB dan menghilangkan kesalahan yang terdeteksi.
Teknologi semua pekerjaan yang dilakukan selama pengoperasian RSC ditentukan oleh desain KSR. Volume dan durasi proses persiapan untuk LV, SC, RB, tingkat otomatisasi pekerjaan dan pemrosesan hasil mereka menjadi ciri keunggulan operasional KSR. Selama berfungsinya RKK, tugas-tugas berikut diselesaikan:
transportasi LV, SC, RB dan suku cadang dari pabrikan atau gudang senjata ke kosmodrom;
penyimpanan LV, SC, RB dan bagian komponen;
penyiapan LV, SC, RB di kompleks teknis dan perakitan ILV;
transportasi ILV ke landasan peluncuran;
persiapan ILV untuk peluncuran di kompleks peluncuran, pengisian bahan bakar SRT LV (dan RB), peluncuran ILV.
RSC mencakup roket ruang angkasa (selama operasi daratnya), kompleks teknis dan peluncuran, serta kompleks alat ukur, pengumpulan dan pemrosesan informasi, dan kompleks untuk jatuhnya bagian ILV yang dapat dilepas (KPOCh).
Kompleks roket dan ruang angkasa bersifat universal dan merupakan bagian dari berbagai kompleks ruang angkasa. Penampilan teknis RKK ditentukan oleh kendaraan peluncuran. Nama kendaraan peluncuran memberi nama pada RKK itu sendiri. Misalnya, LV "Proton" dan RSC "Proton".
Struktur RCM ditunjukkan pada Gambar 2.2.
KSISO dirancang untuk memastikan kontrol parameter ILV dan komponennya selama persiapan di TC dan SC, serta selama penerbangan ILV di lokasi peluncuran, memproses, mendokumentasikan, dan mendistribusikan informasi di antara konsumen. Fungsi utama KSISO adalah:
mengikat pengukuran ke skala waktu tunggal;
pengumpulan otomatis, pemrosesan, tampilan, dan dokumentasi informasi tentang parameter sistem ILV pada TC dan SC;
pengukuran lintasan eksternal di kaki aktif penerbangan ILV (di kaki peluncuran) menggunakan stasiun radar;
penerimaan sinyal radio dari sistem pengukuran telemetri ILV;
RKK RKN TK SK KSISO KPOCH TK RN TK SC TK RB TK KGCH TK RKN Gambar 2.2 - Struktur keadaan kompleks roket dan ruang angkasa kontrol dan penilaian kualitas fungsi sistem onboard ILV dalam penerbangan;
penerimaan sinyal tentang pemisahan pesawat ruang angkasa dari tahap terakhir LV atau tahap atas;
memperkirakan lokasi penurunan bagian yang dapat dilepas dari kendaraan peluncuran di area penurunan.
Peralatan KSISO terletak di kompleks teknis dan peluncuran, pusat komputasi kosmodrom, serta di struktur titik pengukuran (IP), yang terletak di dekat kompleks peluncuran dan di sepanjang jalur penerbangan ILV. Jumlah dan lokasi yang diperlukan ditentukan oleh kondisi pemantauan terus menerus dari penerbangan ILV dan memperoleh informasi di seluruh lokasi peluncuran hingga pemisahan pesawat ruang angkasa (OB) dari kendaraan peluncuran. Dalam beberapa kasus, fungsi IP dapat dilakukan oleh KIK jika jalur penerbangan LV melewati zona visibilitasnya. Titik pengukuran dan pusat komputasi membentuk kompleks pengukuran kosmodrom (IKK).
IP tipikal terdiri dari pos komando, peralatan sistem waktu yang seragam, sarana pengukuran lintasan dan telemetri, sarana komunikasi dengan kru pesawat ruang angkasa berawak, sarana elektronik untuk pemrosesan informasi awal, dll. Titik pengukuran mengirimkan informasi melalui saluran komunikasi ke pusat komputasi, di mana ia diproses.
KPOCH RKN dirancang untuk mencari elemen yang dapat dilepas dari ILV (hidung fairing flaps, tahap LV yang dihabiskan, adaptor, dll.), untuk memeriksa tempat jatuhnya, pengumpulan dan pembuangannya, serta untuk menghilangkan konsekuensi kontaminasi dari medan dengan komponen propelan yang tersisa di tangki panggung.
Penyisipan pesawat ruang angkasa ke orbit dekat-bumi menggunakan kendaraan peluncuran multistage membutuhkan pengasingan area medan yang cukup besar yang terletak di sepanjang jalur penerbangan ILV di bawah area tumbukan bagian ILV yang dapat dilepas. Sebagai daerah musim gugur, biasanya digunakan daerah dengan intensitas rendah. aktivitas ekonomi... Daerah-daerah dalam bentuk elips atau poligon ini menempati area penting di wilayah Rusia, Kazakhstan, Uzbekistan, Turkmenistan, serta di perairan Putih dan Laut Barents(untuk kosmodrom domestik). Saat memasuki lapisan atmosfer yang padat atau langsung di tempat-tempat tumbukan, bagian-bagian ILV yang dapat dilepas dihancurkan, akibatnya lokasi kecelakaan terkena efek berbahaya lingkungan dari sejumlah faktor, di antaranya yang paling signifikan adalah selat SRT dan penyumbatan permukaan bumi dengan fragmen bagian ILV yang dapat dilepas. Sampai saat ini, peruntukan lahan untuk daerah gugur tidak mengalami kesulitan yang serius. Ukuran area jatuh ditentukan berdasarkan prinsip memukulnya dengan hampir semua bagian yang dapat dilepas. Namun, beberapa tahun terakhir telah ditandai dengan meningkatnya minat otoritas lokal dan penduduk yang tinggal di sekitar area musim gugur terhadap situasi lingkungan di area ini. Oleh karena itu, yang mendesak adalah masalah pembuangan bagian-bagian ILV yang dapat dilepas, yang solusinya memerlukan dasar teknis, metodologis, dan hukum yang sesuai.
Elemen terpenting RSC, memastikan solusi tugas operasi darat LV, SC, RB hingga peluncuran ILV, adalah kompleks teknis dan peluncuran, yang, pada kenyataannya, membentuk dasar infrastruktur ruang angkasa. fasilitas kosmodrom. Kebutuhan akan TC dan SC disebabkan oleh strategi dua tahap yang diadopsi untuk persiapan ILV untuk digunakan. Peralatan teknologi kompleks ini adalah dasar di mana operasi darat ILV dilakukan. Karakteristik rinci TC, SK dan OCI lainnya akan diberikan pada bab 2.
Klasifikasi RKK dilakukan, sebagai suatu peraturan, sesuai dengan kriteria berikut:
a) kelas RN:
RSC untuk meluncurkan LV kelas ringan (RSC "Cosmos", "Cyclone", "Start", "Rokot");
RSC untuk meluncurkan LV kelas menengah (RSC "Soyuz", "Molniya", "Zenith");
RSC untuk meluncurkan LV kelas berat (RSC "Proton", "Angara");
RSC universal untuk meluncurkan LV dari berbagai kelas (dirancang oleh RSC untuk peluncuran keluarga LV "Angara", yang harus mencakup kelas LV dari ringan hingga berat);
RSC untuk meluncurkan LV super-berat (RSC Energia, saat ini tidak beroperasi);
b) lingkungan dan lokasi:
berbasis darat (RSC "Mulai", "Soyuz");
bawah tanah atau tambang (RKK Rokot);
permukaan (RSC "Peluncuran Laut");
bawah air (berdasarkan LV tipe "Tenang" dari kapal selam nuklir);
c) mobilitas:
stasioner (RSC Cosmos, Molniya);
seluler (RSC "Mulai", "Tenang").
RSC dioperasikan oleh organisasi operasi Badan Antariksa Federal dan Kementerian Pertahanan Federasi Rusia.
Semua komponen RSC yang dijelaskan di atas dirancang untuk memastikan peluncuran roket luar angkasa - elemen terpenting RSC. Dalam sistem operasi RSC, ILV-lah yang menjadi objek operasi. ILV (Gambar 2.3) mencakup kendaraan peluncuran dan pesawat ruang angkasa (RV), yang, pada gilirannya, terdiri dari pesawat ruang angkasa dan RB (komponen OB), dan unit perakitan dan perlindungan (SZB) yang dimaksudkan untuk komunikasi konstruktif dan fungsional dari pesawat ruang angkasa ( dan RB) dengan kendaraan peluncuran dan perlindungannya dari beban aerodinamis di lapisan atmosfer yang padat. Komponen utama dari SZB adalah head fairing (GO) dan kompartemen transisi (PO).
ILV RN KGCH SC RB SZB TENTANG GO Gambar 2.3 - Komposisi roket ruang angkasa Sebenarnya, SZB tidak boleh menjadi bagian dari hulu ledak ruang angkasa, karena dijatuhkan sebelum SC (OB) dimasukkan ke orbit.
ILV, yang dimaksudkan untuk meluncurkan pesawat ruang angkasa berawak ke orbit, dilengkapi dengan sistem penyelamatan darurat, yang dirancang untuk menyelamatkan awak jika terjadi kecelakaan LV. Karena kecelakaan LV dapat disertai dengan ledakan, sistem ini memerlukan kinerja tinggi dan pemindahan kru yang cepat pada jarak yang aman. Saat sistem penyelamatan darurat dipicu, saat ILV berada di peluncur, kendaraan turun dipisahkan dari pesawat ruang angkasa dengan akselerasi 50-150 m / s2 menggunakan mesin roket propelan padat dan dibawa ke ketinggian 1-1,5 km, cukup untuk mengaktifkan sistem pendaratan ...
Pengoperasian darat ILV dan komponennya sebagian besar disebabkan oleh fitur desainnya, yang memerlukan proses persiapan ILV yang agak lama dan melelahkan untuk diluncurkan. Di bawah ini kami akan mempertimbangkan fitur LV, SC, RB, yang menentukan teknologi operasi darat mereka.
Operasi darat LV, SC, RB sebagian besar menentukan hasil dari tujuan penggunaannya. Jika, selama tahap ini, tidak semua tindakan yang diperkirakan dilakukan atau cacat tidak terjawab dalam sistem on-board LV, SC, RB, ini dapat menyebabkan tidak terpenuhinya tugas penerbangan luar angkasa. Kendaraan orbital dan kendaraan peluncuran harus memberikan sifat tingkat tinggi yang tidak diperlukan untuk tujuan penggunaannya, tetapi diperlukan untuk operasi darat. Secara khusus, sifat-sifat kendaraan peluncuran, pesawat ruang angkasa, dan peluncur misil seperti itu, seperti pelestarian, perawatan, kemudahan pengangkutan, dan sejumlah lainnya, hanya diwujudkan selama operasi darat, dan selama operasi penerbangan mereka tidak lagi diperlukan, dan keandalan dan daya tahan. datang ke depan. Dalam banyak hal, keadaan ini menentukan penampilan LV, SC, RB sebagai objek operasi.
BAGIAN 2. DASAR-DASAR PERANGKAT PELUNCUR, RUANG DAN KENDARAAN RUANG. Dan sudah untuk penerbangan luar angkasa kosmonot pertama (12 April 1961), perlu untuk membuat roket pembawa Vostok dengan menambahkan tahap atas R-7 ICBM - Blok E.
Ini memulai tahap penggunaan ICBM sebagai tahap yang lebih rendah dari LV yang sedang dibuat - Voskhod, Soyuz, Molniya, Kosmos, Cyclone, Proton. Orang Amerika mengikuti jalan yang sama. Astronot pertama mereka, John Glenn, diluncurkan pada 20 Februari 1962, menggunakan ICBM Atlas. Selain itu, karena kondisi pemuatan yang lebih ketat untuk ICBM Atlas, John Glenn mengalami kelebihan beban di OUT dua kali lebih besar daripada Yuri Gagarin.
Skala program luar angkasa membutuhkan pengembangan kendaraan peluncuran khusus untuk memecahkan masalah tertentu. Penerbangan berawak ke bulan memprakarsai pembuatan kendaraan peluncuran unik "N-1" di negara kita dan "Saturnus-5" di AS. Ini adalah terobosan lain dalam teknologi baru, dalam pengembangan bahan baru, dalam elektronik (komputer terpasang pertama di dunia digunakan di Saturnus), dalam memecahkan masalah teknik skala besar baru.
Puncak dari pengembangan kapal induk sekali pakai khusus di Uni Soviet adalah kendaraan peluncuran Zenit. Dengan bantuannya, adalah mungkin untuk membuat konstelasi orbit pesawat ruang angkasa dalam waktu yang sangat singkat. Untuk ini, kompleks peluncuran yang sepenuhnya otomatis telah dikembangkan, yang memungkinkan pengisian bahan bakar dan peluncuran kendaraan peluncuran dalam hitungan jam. Tugas seperti itu ternyata berada di luar kekuatan Amerika, dan kami juga tidak dimaafkan untuk itu.
Pada tahun delapan puluhan abad terakhir, implementasi praktis dari gagasan sistem ruang angkasa yang dapat digunakan kembali (ISS) dimulai. Di AS, kendaraan peluncuran "Space Shuttle" yang sebagian dapat diselamatkan telah dibuat (peluncuran pertama pada tahun 1981), dan di Uni Soviet - kendaraan peluncuran "Energia-Buran" (1988). Pengembangan produk ini dikaitkan dengan revolusi teknologi berikutnya baik di Amerika Serikat maupun di negara kita. Ini menjelaskan biaya tinggi yang luar biasa dari ISS. Bahkan Amerika Serikat telah gagal mengatasi tekanan finansial. Terlepas dari masuknya ilmuwan dan insinyur murah dari Rusia yang bangkrut, tidak mungkin untuk mengurangi biaya proyek Pesawat Ulang-alik ke ukuran yang dapat diterima, dan pada tahun 2011 program ditutup.
Pengurangan biaya peluncuran pesawat ruang angkasa harus diupayakan dengan cara menyederhanakan implementasi ide-ide yang meningkatkan efisiensi kendaraan peluncuran. Dan ada banyak ide ini, dan kami akan menyebutkannya saat mempertimbangkan perangkat LV.
Komposisi khas kendaraan peluncuran ditunjukkan pada Gambar 3.1.
Gambar 3.1 - Komposisi khas kendaraan peluncuran Lambung dirancang untuk menghubungkan semua komponen kendaraan peluncuran menjadi satu kesatuan dan membentuk tampilan aerodinamis. Kedepannya mungkin akan sama dengan kendaraan peluncur yang ditunjukkan pada Gambar 3.2, meskipun komposisi roket ini sendiri tidak jauh berbeda dengan kendaraan peluncur pada umumnya. Diagram kendaraan peluncuran dua tahap yang khas ditunjukkan pada Gambar 3.3.
Elemen dasar dari setiap kendaraan peluncuran adalah panggung.
Gambar 3.2 - Proyek sistem ruang angkasa yang dapat digunakan kembali (ISS) "Venture Star"
Panggung adalah seperangkat elemen struktural, bahan bakar, mesin, dan sistem yang memastikan akselerasi kendaraan peluncuran dan dibuang setelah kehabisan bahan bakar. PH, yang ditunjukkan pada Gambar 3.2, hanya memiliki satu tahap, jadi tidak ada yang dibuang darinya. Namun, ini masih merupakan mimpi yang tidak dapat dicapai, yang tentu saja harus kita perjuangkan.
Gambar 3.3 - Skema LV dua tahap yang khas Tahap sebenarnya ditunjukkan pada Gambar -3.4. Itu dibuat sangat ekonomis dan lebih dekat dalam desain dengan langkah yang ditunjukkan pada diagram.
Tangki termasuk dalam struktur penahan beban, berbeda dengan proyek ISS, di mana mereka ditangguhkan.
Gambar 3.4 - Tahap ketiga dari Soyuz-2 LV
Namun, dalam diagram, pada tahap ke-2, tangki bahan bakar memiliki dasar gabungan, yang bahkan lebih ekonomis, tetapi dapat diterima untuk MCT dengan titik didih tinggi, dan untuk komponen kriogenik lebih baik menggunakan kompartemen antar-tangki, di mana instrumen sistem kontrol dapat ditempatkan, sehingga menghemat kompartemen instrumen. Bagian ekor dari 3 tahap Soyuz LV dibuang segera setelah pemisahan tahap sebelumnya (juga demi ekonomi).
Pada tahap ke-3 Soyuz-2 LV, mesin roket penopang yang sangat ekonomis dengan ruang pembalik digunakan, yang memastikan kontrol gerak.
Perlambatan tahap yang dihabiskan dilakukan karena aliran keluar gas bertekanan dari tangki oksigen melalui nosel khusus. Tangki diberi tekanan dengan memasok helium panas yang disimpan dalam silinder yang ditempatkan dalam oksigen cair. Solusi ini memungkinkan untuk mengurangi massa silinder, karena helium pada suhu kriogenik membutuhkan volume yang jauh lebih kecil.
Tahap yang dipertimbangkan merupakan blok roket terpisah dan disebut "I blok". Dan tahap pertama Soyuz LV terdiri dari empat blok roket terpisah - B, C, D dan D. Hal ini disebabkan oleh fakta bahwa tahap pertama dan kedua dari Soyuz LV (Gambar 3.5) terhubung dalam skema paralel ( paket), dan yang kedua dan ketiga - secara berurutan (tandem).
Skema sekuensial (tandem) paling cocok untuk PH sekali pakai. Pada saat yang sama, hambatan aerodinamis yang lebih sedikit disediakan daripada peluncur roket dari skema paket, mesin propelan cair beroperasi dalam mode yang lebih dekat dengan desain, kesempurnaan massa yang lebih tinggi tercapai, dan lebih sedikit gangguan yang muncul saat memisahkan tahapan. .
Skema batch lahir pada awal zaman ruang angkasa karena ketidakmungkinan menciptakan mesin dorong tinggi yang diperlukan untuk tahap pertama LV skema tandem. Seikat paket lima blok yang beroperasi di dekat tanah memecahkan masalah ini.
Namun, masalah diciptakan untuk tahap kedua. Pertama, mesin roket propelan cair, yang dirancang untuk beroperasi dalam ruang hampa, harus bekerja di dekat tanah dengan ekspansi berlebih, dan kedua, pada saat pemisahan tahap pertama, tangki sudah setengah kosong, yang mengurangi kesempurnaan massa.
Gambar 3.5 - Tata Letak Soyuz-2 LV
Pada saat yang sama, skema batch telah menemukan aplikasi luas di kendaraan peluncuran modern dengan tujuan menjadikannya serbaguna. Pemasangan tangga samping (akselerator) meningkatkan daya dukung kendaraan peluncuran. Prinsip ini diterapkan saat membuat kendaraan peluncuran "Angara" berdasarkan modul roket universal (URM) (Gambar 3.6).
Gambar 3.6 - URM modul roket universal - berdasarkan LPRE RD - Keluarga kendaraan peluncuran Angara mencakup pembawa beberapa modifikasi dalam kisaran daya dukung dari 2 t ("Angara 1.1") hingga 25 t ("Angara A5") dengan kecepatan rendah orbit dekat bumi (saat dimulai dari kosmodrom Plesetsk) (Gambar 3.7).
Gambar 3.7 - Model roket pembawa dari keluarga "Angara"
Versi berbeda dari "Angara" diimplementasikan menggunakan jumlah modul roket universal yang berbeda (URM-1 - untuk tahap pertama, URM-2 - untuk yang kedua dan ketiga) - satu modul URM-1 untuk pembawa ringan ("Angara 1.1 dan 1.2"), tiga untuk angkutan kelas menengah (Angara A3) dan lima untuk angkutan kelas berat (Angara A5). Panjang URM-1 adalah 25,1 m, diameter 2,9 m, dan berat dengan bahan bakar 149 ton. URM-1 dilengkapi dengan mesin oksigen-minyak tanah RD-191, dan URM-2 - RD-0124a. Untuk meningkatkan efisiensi massa, diusulkan untuk menggunakan metode pelimpahan komponen propelan di antara tahapan roket, sehingga pada saat pemisahan blok samping di blok pusat, tangki bahan bakar penuh. Selain itu, kemungkinan menyelamatkan URM dari tahap pertama sedang dipertimbangkan, di mana sistem penyelamatan berdasarkan URM dari kendaraan peluncuran yang dapat digunakan kembali "Baikal" sedang diuji.
Pada akhir 60-an - awal 70-an. di Amerika Serikat, pekerjaan dimulai pada studi tentang kemungkinan penggunaan luar angkasa untuk peperangan di luar angkasa dan dari luar angkasa. Pemerintah Uni Soviet dengan sejumlah resolusi khusus (Resolusi pertama Komite Sentral CPSU dan Dewan Menteri Uni Soviet
"Tentang studi tentang kemungkinan menciptakan senjata untuk peperangan di luar angkasa dan dari luar angkasa" diterbitkan pada tahun 1976), pekerjaan di negara di bidang ini dipercayakan kepada kerjasama organisasi pembangunan yang dipimpin oleh NPO Energia. Pada tahun 70-an dan 80-an, sebuah studi kompleks dilakukan untuk menentukan cara yang memungkinkan untuk membuat kendaraan luar angkasa yang mampu memecahkan masalah menghancurkan pesawat ruang angkasa militer, rudal balistik dalam penerbangan, serta target udara, laut dan darat yang sangat penting ...Untuk mengalahkan objek luar angkasa militer, dua pesawat ruang angkasa tempur dikembangkan atas dasar konstruktif tunggal, dilengkapi dengan berbagai jenis sistem senjata onboard - laser (kompleks tempur "Skif") dan rudal (kompleks tempur "Kaskad"). Basis kedua kendaraan adalah unit layanan terpadu, dibuat berdasarkan desain, sistem layanan, dan unit stasiun orbital seri 17K DOS.
Berbeda dengan stasiun, blok layanan harus memiliki tangki bahan bakar yang jauh lebih besar dari sistem propulsi untuk memastikan manuver di orbit.
Kompleks ruang tempur - muatan "Buran":
Sistem "Skif". Sebutan: 1 - kompartemen instrumen dan bahan bakar; 2 - kompartemen agregat; 3 - kompleks onboard senjata khusus
Sistem "Cascade". Penunjukan: 1 - unit dasar, termasuk kompartemen agregat dan instrumen-bahan bakar; 2 - sistem senjata onboard; 3 - rudal homing (lihat gambar di bawah)
Memerangi rudal pencegat pencegat antariksa
Peluncuran pesawat ruang angkasa ke orbit seharusnya dilakukan di kompartemen kargo pengorbit ISS Buran (dengan kendaraan peluncuran Proton pada tahap eksperimental). Itu dipertimbangkan untuk mengisi bahan bakar tank di orbit dengan bantuan sarana yang juga dikirim ke kendaraan di Stasiun Orbital Buran ISS. Untuk menyediakan jangka panjang tugas tempur di orbit dan menjaga kesiapan kompleks ruang angkasa yang disediakan untuk kemungkinan mengunjungi objek oleh kru (dua orang hingga 7 hari), termasuk menggunakan pesawat ruang angkasa Soyuz.
Massa yang lebih rendah dari kompleks persenjataan onboard "Kaskad" dengan senjata rudal, dibandingkan dengan kompleks "Skif" dengan senjata laser, memungkinkan untuk memiliki pasokan bahan bakar yang lebih besar di pesawat ruang angkasa, oleh karena itu tampaknya bijaksana untuk membuat sistem dengan kelompok orbit yang terdiri dari pesawat ruang angkasa tempur, satu bagian dilengkapi dengan laser, dan yang lainnya dengan senjata rudal. Dalam hal ini, jenis pesawat ruang angkasa pertama akan digunakan untuk objek orbit rendah, dan yang kedua - untuk objek yang terletak di orbit ketinggian menengah dan geostasioner.
Untuk mengalahkan peluncuran rudal balistik dan unit kepala mereka dalam fase pasif penerbangan, NPO Energia mengembangkan proyek rudal pencegat berbasis ruang angkasa untuk kompleks Kaskad. Dalam praktik NPO Energia, itu adalah roket terkecil, tetapi paling bertenaga. Cukuplah untuk mengatakan bahwa dengan massa peluncuran yang diukur hanya dalam puluhan kilogram, roket pencegat memiliki margin kecepatan karakteristik yang sepadan dengan kecepatan karakteristik roket yang meluncurkan muatan modern ke orbit satelit. Kinerja tinggi dicapai melalui penggunaan solusi teknis berdasarkan pencapaian terbaru ilmu pengetahuan dan teknologi dalam negeri di bidang miniaturisasi pembuatan instrumen. Pengembangan penulis NPO Energia adalah sistem propulsi yang unik menggunakan bahan bakar non-kriogenik non-tradisional dan bahan komposit super kuat. Pada awal 90-an, karena perubahan situasi militer-politik, pengerjaan sistem pertempuran luar angkasa di NPO Energia dihentikan. Semua divisi tematik dari Kepala Biro Desain dan kerja sama luas dari organisasi khusus-pengembang kompleks industri militer negara itu, serta organisasi penelitian terkemuka Kementerian Pertahanan dan Akademi Ilmu Pengetahuan terlibat dalam pekerjaan di kompleks ruang tempur . ..
Perusahaan kepala untuk kompleks laser untuk Skif adalah NPO Astrofizika, perusahaan laser Soviet terkemuka. Setelah pemindahan dasar untuk Skif dari NPO Energia ke biro desain Salyut pada awal 1980-an, sebuah tim baru mengembangkan proyek untuk stasiun ruang angkasa berbasis laser tempur berat Skif. Pada 18 Agustus 1983, Sekretaris Jenderal Komite Sentral CPSU, Yuri Vladimirovich Andropov, membuat pernyataan bahwa Uni Soviet secara sepihak akan menghentikan pengujian kompleks pertahanan anti-ruang angkasa. Namun, dengan pengumuman program Inisiatif Pertahanan Strategis (SDI) di Amerika Serikat, pengerjaan Skif dilanjutkan, dan pada 15 Mei 1987, model dinamis stasiun laser Skif-DM dengan berat sekitar 80 ton diuji di luar angkasa selama peluncuran uji pertama Energia LV. ...
Lihat juga memoar Kepala Desainer kendaraan peluncuran Energia B.I. Gubanov: "Pole"
Untuk mengalahkan target darat yang sangat penting, sebuah stasiun ruang angkasa dikembangkan, yang dasarnya adalah stasiun seri 17K DOS dan di mana modul otonom dengan hulu ledak jenis balistik atau meluncur akan didasarkan. Pada perintah khusus, modul dipisahkan dari stasiun, melalui manuver mereka harus mengambil posisi yang diperlukan di luar angkasa, diikuti dengan pemisahan blok pada perintah untuk penggunaan pertempuran. Desain dan sistem utama dari modul otonom dipinjam dari kendaraan orbit Buran. Sebagai varian hulu ledak, peralatan yang didasarkan pada model eksperimental OK "Buran" (peralatan keluarga "BOR") dipertimbangkan.
Beban target militer untuk "Buran" dikembangkan berdasarkan resolusi rahasia khusus Komite Sentral CPSU dan Dewan Menteri Uni Soviet "Tentang studi tentang kemungkinan membuat senjata untuk perang di luar angkasa dan dari ruang" (1976)
Memerangi stasiun luar angkasa dengan blok kejut berdasarkan "Buran"
1 - unit dasar; 2 - pusat kendali hulu ledak; 3 - kapal pengangkut Zarya yang dapat digunakan kembali; 4 - modul stasiun tempur dengan sistem penampakan; 5 - modul tempur (berdasarkan badan pesawat OK "Buran")
Modul aktif (lihat gambar di bawah) menuju target
Modul serangan tempur berbasis ruang:
1 - stasiun dok;
2 - hidung badan pesawat (LF);
3 - kompartemen transisi;
5 - blok hidung mesin kontrol;
6 - bagian tengah badan pesawat (SCF);
7 - bagian ekor badan pesawat (HCHF);
8 - pintu kompartemen muatan dengan panel penukar panas radiasi
Kemungkinan besar (untuk alasan yang jelas, kami terpaksa menggunakan frasa ini - "kemungkinan besar"), hulu ledak, yang pada dasarnya merencanakan bom nuklir, harus ditempatkan secara kompak di kompartemen muatan modul serangan tempur dengan konsol sayap terlipat di tiga ... empat peluncur ejeksi yang dipasang secara berurutan. Gambar di sebelah kiri menunjukkan penampang kompartemen muatan dengan hulu ledak yang dipasang di salah satu peluncur berputar.
Dimensi kompartemen muatan "Buran" memungkinkan untuk menempatkan hingga lima hulu ledak pada setiap instalasi ketapel yang berputar, seperti yang ditunjukkan pada gambar. Mempertimbangkan kemungkinan manuver lateral setiap hulu ledak ketika turun di atmosfer setidaknya plus / minus 1100 ... 1500 km, satu modul serangan dapat dalam waktu singkat, dengan dua puluh hulu ledak manuvernya, menghapus semua kehidupan dari muka. Bumi di strip hingga 3000 km lebar.
Ini adalah bagaimana pertempuran menggambarkan aplikasi. Stasiun ruang angkasa S. Aleksandrov dalam artikelnya "Pedang yang menjadi perisai" ("Teknologi untuk kaum muda", 4/98):
"... Modul dasar yang sama seperti di stasiun orbital Mir, yang lateral yang sama (bukan lagi rahasia bahwa, misalnya, Spectra seharusnya menguji sistem deteksi peluncuran rudal optik ... Platform yang distabilkan dengan televisi dan kamera di "Kristall" - mengapa tidak melihat?), tetapi alih-alih "Quantum" astrofisika - modul dengan kompleks kontrol pertempuran. hulu ledak, sehingga untuk berbicara, "posisi awal". menyimpang ke orbit kerja, dipilih dari pertimbangan berikut: sehingga setiap unit akan mencapai targetnya pada saat pusat kendali akan terbang di atasnya.
Pesawat "Buran" digunakan dalam proyek ini dengan prinsip "jangan buang yang baik": cadangan bahan bakar yang besar dalam sistem propulsi gabungan dan sistem kontrol yang sangat baik memungkinkan Anda untuk secara aktif bermanuver di orbit, sementara muatan - hulu ledak - berada di dalam wadah, tersembunyi dari mata yang ingin tahu, serta faktor penerbangan luar angkasa yang tidak menguntungkan.
Apa yang penting dalam konteks pencegahan strategis adalah bahwa sistem senjata ini akan memberikan serangan "bedah" yang ditargetkan bahkan jika yang lainnya dihancurkan. Seperti kapal selam nuklir, dia mampu bertahan lebih lama dari salvo pertama!"
Divergensi modul serangan dan pelepasan hulu ledak
Saat membuat "Buran", diasumsikan juga bahwa hulu ledak manuver dapat ditempatkan tidak hanya pada modul serangan, tetapi juga pada kapal orbital itu sendiri, yang terletak di peluncur berputar di dalam kompartemen kargo. Ada kemungkinan bahwa jika diperlukan (misalnya, pembatalan pesanan untuk penggunaan tempur), manipulator di atas kapal dapat digunakan untuk mengembalikan modul serang ke kompartemen kargo ke peluncur berputar untuk pemeliharaan dan "penggunaan kembali" mereka. seperti yang ditunjukkan pada gambar di bawah ini.
Ada informasi terpisah tentang aspek militer lainnya dari penggunaan kapal orbit. Secara khusus, dalam kerangka "tanggapan asimetris" terhadap program Amerika perang bintang"(SDI - Inisiatif Pertahanan Strategis) mempertimbangkan masalah penambangan dengan ruang dekat bumi Buran dengan penciptaan tirai yang tidak dapat diatasi untuk segmen ruang angkasa SDI. sepenuhnya "membersihkan" dari pesawat ruang angkasa semua ruang dekat bumi hingga ketinggian 3000 km Tentu saja, setelah itu, ruang dekat bumi menjadi benar-benar tidak dapat diakses selama beberapa bulan, tetapi langkah-langkah ini seharusnya digunakan hanya selama (atau segera sebelum) konflik militer skala penuh antara USSR dan AS Dan seperti yang Anda tahu, "mereka memotong kayu - serpihan terbang" ...
BADAN PENDIDIKAN FEDERAL
INSTITUT PENERBANGAN MOSKOW
(universitas teknik negeri)
cabang "Voskhod"
Departemen B-11
INSTRUKSI
pada topik: "Kompleks roket dan luar angkasa"
Cabang "Voskhod" MAI
Protokol No. ___________
Dari "___" _________ 2013
Baikonur 2013
anotasi
Instruksi metodis dimaksudkan untuk membantu mahasiswa spesialisasi 070300 dalam melakukan pekerjaan laboratorium di mata kuliah " pesawat terbang ».
Pekerjaan laboratorium didasarkan pada studi tentang struktur kosmodrom dan komponennya - RSC. Karya tersebut mendefinisikan komposisi kompleks roket dan ruang angkasa, strukturnya, memberikan konsep dasar yang membentuk tampilan RSC.
Pekerjaan laboratorium memungkinkan Anda mempelajari struktur RCK, dan komposisi serta tujuan fungsionalnya.
anotasi
Notasi dasar 4
Pendahuluan 5
Tujuan pekerjaan laboratorium 6
1 Kompleks roket dan ruang angkasa: tujuan, struktur,
klasifikasi, posisi area RKK 7
2 Posisi Teknis RKK 11
3 Posisi peluncuran RKK 15
4 Karakteristik beban yang bekerja
Per sistem penginstal yang diangkat 25
4.1 Jenis beban 25
4.2 Muat momen 26
4.3 Bagian praktis 30
5 Melaporkan pekerjaan laboratorium 31
Soal tes 32
Sastra 33
Notasi dasar
SC - pesawat ruang angkasa
KRT - komponen propelan
RKK - roket dan kompleks luar angkasa
RN - kendaraan peluncuran
RB - panggung atas
SP - posisi awal
TP - posisi teknis
pengantar
Ketika mulai melakukan pekerjaan laboratorium, mahasiswa harus mempelajari teori yang disajikan dalam materi kuliah dengan cermat.
Gambar 4 - Skema posisi peluncuran RKK
Sebelum memasang kendaraan peluncuran di peluncur, menara layanan dibawa ke perangkat peluncuran di sepanjang jalur kereta api jalur khusus. Sistem multi-sabuk menara servis memastikan transfer ILV dari posisi horizontal ke posisi vertikal. ILV dipasang dengan kurung dukungan pada peluncur. Platform layanan sedang digunakan di sekitar ILV. Sambungan pengisian sistem pengisian RN KRT, konektor listrik NPPEO dan pipa sistem pasokan gas digabungkan ke LV.
Sebelum peluncuran ILV, menara layanan ditarik dari peluncur. Fasilitas peluncuran dengan fasilitas peluncuran untuk Soyuz LV adalah struktur beton bertulang bertingkat, yang bagian atasnya setinggi landasan peluncuran, dengan bukaan lebar di tengah, yang mengalir ke gas bernada tunggal saluran. Di bagian atas fasilitas peluncuran adalah PU. Empat rangka penopang bersandar digantungkan pada bagian melingkar yang dapat digerakkan. Setelah pemasang ILV berpindah dari posisi horizontal ke posisi vertikal, rangka peluncur dibawa ke unit daya kendaraan peluncuran. Bagian atas gulungan ditutup dalam cincin gaya dan gravitasi ILV ditransmisikan melalui cincin gaya ke peluncur ... DENGAN dengan dimulainya peluncuran kendaraan peluncuran saat start-up, beban pada cincin beban dilepas dan rangka penopang terbuka di bawah aksi penyeimbang, memberikan jalan bagi kendaraan peluncuran.
Di bagian putar peluncur, ada dua rangka layanan dengan platform layanan semi-annular, yang, setelah ditutup di sekitar roket, membentuk sistem platform layanan annular untuk kendaraan peluncuran dan pesawat ruang angkasa. Untuk pengiriman instrumen, peralatan, awak peluncuran dan awak pesawat ruang angkasa berawak, peternakan dilengkapi dengan lift barang dan penumpang. Sebelum memulai, gulungan dilepas dari peluncur dan diturunkan ke posisi horizontal.
Pada bagian putar yang sama, ada tiang kabel yang dimaksudkan untuk memasok konektor listrik NPPEO, komunikasi gas dan drainase ke LV.
Penyelarasan bidang simetri utama kendaraan peluncuran "Cosmos" dan "Soyuz" dengan bidang tembak saat membidik, yaitu, putaran ILV di azimut peluncuran, dilakukan dengan memutar bagian putar peluncur.
Sebelum meluncurkan Soyuz LV, tiang kabel secara otomatis dilepas dan dilipat kembali di bawah aksi penyeimbang.
Fitur SC RSC "Proton" dibandingkan dengan SC RSC "Soyuz":
1) ILV diangkut dari TC ke SC menggunakan platform kereta api
1 - mekanisme pengangkatan boom TUA; 2 - platform layanan; 3 - ledakan unit transportasi dan instalasi (TUA)
Gambar 5 - UNTUK "Cosmos" di PU
kami, pemasangan ILV pada peluncur dilakukan dengan bantuan pemasang stasioner), yang boomnya dengan sistem hidraulik dipasang di fasilitas peluncuran;
2) Kendaraan peluncuran dipasang (dan tidak ditangguhkan) pada penyangga hidraulik PU dan dipasang di bagian bawah dengan pegangan mekanis khusus yang menahan ILV hingga saat peluncuran;
3) sistem kontrol LV memastikan pergantiannya di sepanjang azimuth peluncuran di bagian gerakan vertikal, oleh karena itu, tidak ada mekanisme putaran pada peluncur;
4) tidak ada tiang kabel pada PU: mereka digantikan oleh mekanisme docking, yang merupakan satu set papan listrik dan pneumatik. Mekanisme docking saat menggunakan
1 - lift; 2 - tiang kabel; 3 - platform; 4 - mekanisme gerakan; 5 - pipa fleksibel; 6 - menara layanan
Ketika roket diluncurkan, itu terhubung ke pelat kawin di bagian ekor kendaraan peluncuran, menyediakan kontak untuk lebih dari lima ribu komunikasi listrik dan pneumatik;
5) pengisian dengan MCT beracun dilakukan dalam siklus tertutup, tidak termasuk keluar atau emisi uap MCT ke tempat PU dan ke atmosfer. Uap oksidator dinetralkan secara kimiawi, dan uap bahan bakar dibakar.
RSC Zenit dapat melakukan peluncuran tanpa partisipasi manusia secara langsung, yaitu dibuat sesuai dengan konsep “peluncuran tanpa awak” (Gambar 6 dan 7). Pengangkutan ILV dari TC ke SC, pemasangan ILV pada PU, docking komunikasi hidro, pneumatik, dan listrik dilakukan dalam mode otomatis. Dalam hal tingkat otomatisasi dan keamanan, RSC Zenit tidak memiliki analog di dunia.
Dapatkan teks lengkapLaunch LV diluncurkan dari peluncur self-propelled (Gambar 9), dipasang berdasarkan sasis beroda multi-poros.
Desain PU dan kendaraan peluncuran memastikan pemeliharaan jangka panjang dalam kesiapan dalam posisi horizontal. Ketika perintah peluncuran diberikan, wadah pengangkut dan peluncuran dengan ILV dipindahkan dari posisi horizontal ke posisi vertikal dalam 40-50 detik melalui silinder tenaga hidrolik, kemudian akumulator tekanan serbuk (PAD) yang terletak di bagian bawah dari TPK memberikan "start mortir", yaitu, PAD mengeluarkan ILV dengan kecepatan 70-80 km / jam dari TPK-Pada ketinggian 25-30 m dari permukaan bumi, mesin penopang diluncurkan . Memulai mesin utama pada ketinggian hampir sepenuhnya menghilangkan dampak semburan gas mesin suhu tinggi pada peluncur, yang secara signifikan mengurangi biaya perbaikan pasca-peluncuran dan pekerjaan restorasi.
Gambar 7 - Pemasangan Zenit LV di peluncur:
1 - dukungan hidrolik TUA; 2 - panah TUA; 3 - tiang kabel; 4 - silinder hidrolik untuk mengangkat boom TUA; 5 - pipa cabang sistem pendingin
Karena rasio dorong-terhadap-berat roket ruang angkasa terletak pada kisaran 1,4-1,8, mereka perlahan-lahan meninggalkan peluncur, oleh karena itu, semburan gas propulsi suhu tinggi mempengaruhi peluncur untuk waktu yang lama. Untuk mengurangi beban termal, akustik, dan mekanis pada saluran gas dan elemen dari desain PU, tirai air dibuat di zona api. Di SK RKK
Untuk "Proton" dan "Zenith", mekanisme docking dilindungi oleh pintu lapis baja.
 |
1 - papan samping LV; 2 - unit dok tiang kabel; 3 - tiang kabel; 4 - perangkat dok untuk komunikasi untuk pengisian bahan bakar SRT, helium, dan termostat bagian ekor LV; 5 - penyeimbang KM
Blok teknologi dirancang untuk mengakomodasi pengujian dan peralatan start, sistem untuk remote control pengisian bahan bakar LVkomponen propelan roket dan gas terkompresi, serta untuk mengakomodasi perhitungan kiri panel kontrol peluncuran.
Fasilitas penyimpanan stasioner untuk KRT - struktur di mana tangki penyimpanan MCT berada, sistem untuk memasok dan termostat MCT, sistem pemadam kebakaran dan peralatan lainnya.
Sebuah roket luar angkasa, 90-95% dari massa peluncuran yang terdiri dari api dan MCT peledak, adalah objek yang meningkatkan bahaya di JV. Hingga 20-25% dari seluruh massa MCT dapat berpartisipasi dalam pembentukan ledakan, sisa MCT tersebar oleh gelombang ledakan pada
|
jarak yang signifikan dan membentuk zona api. Akibatnya, ledakan kendaraan peluncuran dengan massa peluncuran 100 t setara dengan kekuatan ledakan ~ 20 t TNT, dan ledakan kendaraan peluncuran dengan massa peluncuran 700 t adalah ~ 70 t TNT.
Saat meluncurkan ILV di area posisi RSC, 3-4 zona keselamatan ditetapkan, dan tergantung pada sifat dan tingkat risiko di setiap zona, aturan ketat untuk masuk kerja dipastikan dan langkah-langkah keselamatan yang tepat diambil.
Karakteristik zona aman saat peluncuran Energia LV kelas super berat ":
1) area dengan radius 2 km dengan tingkat kebisingan hingga 13 5 dB; evakuasi personel 2 jam sebelum peluncuran;
2) kawasan dengan radius 5 km dengan tingkat kebisingan kurang dari 120 dB; evakuasi 8 jam sebelum peluncuran;
3) wilayah dengan radius 8,5 km; evakuasi 4 jam sebelum peluncuran;
4) daerah dengan radius 15 km; evakuasi 4 jam sebelum peluncuran.
Zona administratif dan ekonomi RKK dimaksudkan untuk penempatan dan layanan budaya dan sosial personel unit peluncuran, serta untuk penempatan sarana teknis yang dimaksudkan untuk menyediakan bangunan dan struktur posisi teknis dengan listrik, panas, dan air (Gambar 10).
4 Karakteristik beban yang bekerja pada sistem pengangkat yang diangkat
4.1 Jenis beban
Dari semua operasi yang dilakukan saat memasang roket di landasan peluncuran, yang paling melelahkan dan memakan waktu adalah pemindahan roket dari posisi horizontal ke posisi vertikal, sedangkan pada mekanisme pengangkatan boom (Gambar 1) dari sisi sistem angkat (SS), yang kami maksud adalah panah dengan roket atau panah dengan troli pengangkut dan pemasangan dengan roket, momen resistensi yang diciptakan oleh
|
|||||||||||
| |
|||||||||||
| |
|||||||||||
Penjaga keamanan
jalan masuk
Gambar 10 - Skema zona administrasi dan ekonomi RKK (dalam kaitannya dengan unit militer)
berat, inersia dan beban angin. Persamaan momen untuk gerakan rotasi dari sistem yang diangkat di bawah aksi mekanisme pengangkatan memiliki bentuk
Dapatkan teks lengkap 
Atau
MM = MG + MB + M di + MT, (1)
dimana MM - momen yang dikembangkan oleh mekanisme pengangkatan relatif terhadap sumbu poros boom; ...
hal - kekuatan dongkrak hidrolik;
A - bahu dongkrak hidrolik;
Saya - momen inersia massa dari sistem yang diangkat relatif terhadap sumbu poros boom;
Akselerasi sudut dari sistem yang diangkat;
ukuran font: 14.0pt; tinggi garis: 150% ">
R;
- percepatan linier pusat gravitasi sistem;
R - radius rotasi pusat gravitasi;
MG, M B, M di, MT - momen tentang sumbu rotasi boom, masing-masing, dari gaya berat, gaya inersia sistem yang diangkat dari beban angin yang bekerja pada sistem dan dari gaya gesekan pada sambungan mekanisme pengangkatan.
Untuk menghitung parameter dasar mekanisme pengangkatan boom, perlu memiliki nilai semua momen sebagai fungsi sudut boom, mis.
G = f 1 (φ), MB = f 2 (φ), = f 3 (φ), T = f 4 (φ).
Mari kita pertimbangkan secara berurutan metode untuk menentukan dependensi ini.
font-size: 14.0pt; line-height: 150%; warna: hitam "> 4.2 Muat momen
Momen dari gaya berat atau momen beban sebagai fungsi sudut mengangkat ditentukan dari ekspresi
MG = GRco S (
atau MG = GXC ( bersama s (3) M G= f1 () menyajikanadalah kosinus, oleh karena itu, dapatdibangun secara grafis tanpa menghitungnya dengan poin. Skema definisi grafisM G dan memplot kurva M G= f1 ( YA B. Dari vertikal HAI D sudut diletakkan dan kemudian sudut AOB sama dengan sudut angkat boom 900.
Busur AB dibagi menjadi beberapa bagian yang sama (biasanya 6 atau 9), dan garis horizontal ditarik melalui titik-titik pembagian nii. Pada sumbu dalam skala yang diterima dari koordinat goyang darititik-titik yang sesuai dari pembagian busur diletakkan AB artisudut ukuran font: 15.0pt; tinggi garis: 150%; warna: hitam; spasi huruf: -. 15pt "> Persimpangancakrawala yang sesuai
Gambar 3 - Skema desain untuk menentukan momen beban
 |
Garis vertikal dan vertikal memberikan titik-titik yang dilalui kurvaMG= f1 ( ).
Gambar 4 - Grafik grafik dari kurva momen beban
MG mengubah tandanya dan dari momen yang mencegah munculnya sistem, berubah menjadi momen yang memfasilitasi pergerakannya lebih lanjut. Di bawah pengaruh momen ini, sistem cenderung terbalik ke arah kenaikan, dan untuk mencegah hal ini, momen resistansi harus diterapkan pada sistem yang diangkat, yang menyeimbangkan momen beban, memberikan penyesuaian utama sistem ke posisi vertikal.
5 Pelaporan pekerjaan laboratorium
Untuk mempertahankan pekerjaan laboratorium, mahasiswa harus menyerahkan laporan yang dibuat sesuai dengan ESKD. Volume laporan harus sekitar 10 lembar format A4, dapat dieksekusi secara grafis dengan tangan atau pada printer.
Laporan harus mencakup:
Judul Halaman;
Pengantar;
- konten (bagian yang dihitung dari pelatihan praktis);
Kesimpulan;
- bibliografi.
Kontrol pertanyaan
1 Apa tujuan dari RKK?
2 Apa saja yang termasuk dalam struktur RKK?
3 Apa klasifikasi RKK?
4 Di manakah posisi RKK?
5 Bagaimana posisi teknis RKK dan bagaimana strukturnya?
6 Apa struktur gedung perakitan dan pengujian?
7 Bagaimana posisi awal RKK dan bagaimana komposisinya?
8 Apa kompleks peluncuran dan apa komposisinya?
Daftar sumber yang digunakan
1 Kosmodrom / Di bawah total. ed. ... - M.: Penerbitan Militer, 1977.-
312 hal.: sakit.
Rol pengukur ketinggian. - M.: Teknik Mesin, 1977.
3 Umansky-pembawa. Kosmodrom. Ed.
M., Publishing house Restart +, 2001 .-- 216 hal.: sakit.
4 Pengoperasian roket dan kompleks luar angkasa: Mata kuliah dasar
/ Di bawah total. ed. ... - SPb.: VIKU im. ,
2001 .-- 496 hal.: sakit.
5 Otomatisasi Carpin untuk pengukuran dan dosis
Misa. - M.: Teknik Mesin, 1971.
6, dll. Pengukuran massa, volume dan
Kepadatan. - M.: Ed. standar, 1972.
