Conceito original

Uma análise do mercado global de serviços de lançamento de naves espaciais mostra que agora existe uma grande necessidade de lançar naves espaciais em órbita geoestacionária (o plano orbital coincide com o plano equatorial, a altitude acima da superfície da Terra é de 35.800 km). Espera-se que esta situação continue no futuro. No entanto, os meios de extração utilizados têm oportunidades limitadas, não satisfazem os potenciais clientes nem pelo custo nem pela qualidade dos serviços prestados.

Uma das formas de aumentar a eficiência dos veículos lançadores que entregam satélites em órbita geoestacionária e, consequentemente, reduzir o custo dessa entrega, é o lançamento a partir da zona equatorial. Isso se explica pelo fato de que durante tais lançamentos, por exemplo a partir do Cosmódromo de Baikonur, localizado a uma latitude de 46 graus, é necessária a realização de manobras orbitais especiais com alto consumo de energia para transformar o avião de lançamento no plano equatorial. Além disso, quanto mais longe o espaçoporto estiver do equador, menor será o efeito da rotação da Terra. Como resultado, o veículo lançador Zenit, quando lançado da região equatorial, pode lançar em órbita geoestacionária uma espaçonave com massa duas vezes maior que se tivesse sido lançada de Baikonur.

A construção de um cosmódromo no território de países localizados na região do equador é muito problemática para a Rússia, pois sua operação exigiria custos para a alienação de terrenos tanto para a construção de complexos de lançamento e técnicos com a zona de segurança necessária, quanto para as áreas de queda dos estágios destacáveis ​​dos veículos lançadores e das naves espaciais com flaps de carenagem. Deve também ter-se em conta que o número de rotas de lançamento é significativamente limitado pela localização de áreas densamente povoadas. A manutenção de espaçoportos localizados em áreas desabitadas requer a criação e manutenção de uma infra-estrutura ramificada adequada. É por isso que surgiu a ideia de criar um foguete flutuante e um complexo espacial.

Um de os fatores mais importantes, que foi levado em consideração na formação do conceito do complexo Sea Launch, foi a vasta experiência das empresas russas e ucranianas no desenvolvimento, produção e operação de veículos de lançamento e sistemas de foguetes de lançamento modernos e relativamente baratos, e o fato de que a produção de aproximadamente 80% das espaçonaves comerciais estão concentradas nos Estados Unidos. O conceito adotado para a criação de um novo complexo espacial e de foguetes competitivo inclui as seguintes disposições principais:
— utilização de veículos de lançamento modernos, tecnologias de produção, componentes de sistemas de mísseis e equipamentos de controlo de voo desenvolvidos na Rússia e na Ucrânia;
— autonomia dos complexos de lançamento e técnicos que asseguram a preparação e lançamento do veículo lançador utilizando meios marítimos móveis;
— lançamento a partir de águas oceânicas, inclusive de áreas quase equatoriais;
— preparar espaçonaves para lançamento nos Estados Unidos, localizadas próximas aos principais fabricantes de espaçonaves comerciais, criando condições de trabalho confortáveis ​​para os clientes;
— uma garantia do menor tempo possível para a criação do complexo, o retorno do projeto através da prestação de serviços de lançamento de naves espaciais por um período não superior a 5 a 7 anos.

Características principais

A massa da espaçonave lançada (incluindo a massa dos elementos estruturais de transição entre o estágio superior ou veículo lançador e a espaçonave) é:
— para órbita geoestacionária — até 2,9 toneladas;
— para órbita de geotransferência — até 6,0 toneladas;
— para órbitas baixas da Terra com uma inclinação de 0-90 graus. — 11-15 toneladas.
O número de lançamentos por ano é de até 8.

O tempo até o lançamento a partir do momento da celebração do contrato com o cliente da espaçonave não é superior a 18 meses.

A probabilidade de operação sem falhas dos veículos lançadores é de pelo menos 0,95.

As coordenadas da área principal de lançamento são 0 graus. sh., 152 graus. w.d.

Componentes do complexo.

O foguete Sea Launch e o complexo espacial podem ser convencionalmente imaginados como consistindo em três segmentos - foguete, espaçonave e marinha.

O segmento de mísseis inclui:
- Veículo lançador Zenit-2S e estágio superior DM-SL;
— complexos de equipamentos e sistemas tecnológicos para preparação e lançamento de foguete espacial;
— um complexo de sistemas automatizados de preparação e controle de lançamento;
— sistema automato controle de vôo do estágio superior com meios atraídos;
— complexo de medição;
— complexo costeiro.

O segmento da nave espacial consiste em um bloco de carga útil com a nave espacial e uma porta base. O segmento offshore inclui uma plataforma de lançamento e uma embarcação de montagem e comando.

Veículo lançador "Zenit-2S". O veículo de lançamento Zenit de dois estágios (o principal desenvolvedor é o Yuzhnoye Design Bureau em homenagem a M.K. Yangel, o fabricante é a Yuzhmashzavod Production Association, Dnepropetrovsk) e seu complexo terrestre servem de base para o projeto Sea Launch. Desde 1985, 26 lançamentos desses veículos lançadores foram realizados a partir do Cosmódromo de Baikonur. Zenit (Fig. 1) é um veículo lançador moderno, que se caracteriza pela facilidade de operação e total automação do processo de preparação e lançamento. Tendo em conta as peculiaridades de um lançamento marítimo, os sistemas e compartimentos individuais do veículo lançador são modificados ou modificados, pelo que recebeu a designação “Zenit-2S”.

Bloco de aceleração DM-SL. O estágio superior DM (principal desenvolvedor e fabricante da RSC Energia em homenagem a S.P. Korolev) é amplamente utilizado em conjunto com o veículo de lançamento Proton para lançar espaçonaves em órbitas de alta energia, incluindo órbitas geoestacionárias. O bloco (Fig. 2) para manobras orbitais tem a capacidade de ligar o motor de propulsão múltiplas vezes e é caracterizado por alta confiabilidade comprovada. Para se adaptar ao veículo lançador Zenit, bem como tendo em conta as peculiaridades de um lançamento marítimo, são modificados ou modificados sistemas individuais e compartimentos do estágio superior. Nesse sentido, o bloco recebeu o índice DM-SL.

Bloco de carga útil. O bloco de carga útil está sendo desenvolvido pela Boeing Commercial Space Company e se destina à instalação de espaçonaves. O bloco será fabricado levando em consideração a aplicação tecnologias mais recentes e inclui uma carenagem de fibra de carbono, elementos estruturais de transição entre a espaçonave e o estágio superior do DM-SL, sistemas elétricos e um sistema de controle de temperatura. Seu diâmetro é de 4,15 m, seu comprimento no lançamento de uma espaçonave é de 11,39 m e no lançamento de duas espaçonaves é de 16 m.

Plataforma inicial. Para apoiar o lançamento de foguetes espaciais, Kvarner está modificando uma plataforma offshore que criou para a produção de petróleo. A plataforma é autopropelida, semissubmersível, tipo catamarã (Fig. 3). Principais características: deslocamento (em andamento) - 27.300 toneladas, velocidade - até 12 nós, comprimento - 133 m; largura - 75 m; altura (até plataforma principal) - 42m.

A plataforma, que é um complexo flutuante de foguetes de lançamento, está equipada com plataforma de lançamento, instalador de veículo lançador, sistemas de reabastecimento com componentes de combustível e outros sistemas que garantem a preparação e lançamento de um foguete espacial. A plataforma está equipada com sistemas e equipamentos de segmento de mísseis em um estaleiro russo.

Navio de montagem e comando. Na criação da embarcação de montagem e comando, foi utilizado o projeto de um cargueiro Ro-Ro (roll-on, roll-off). O principal desenvolvedor e fabricante é Kvarner. Características principais: deslocamento - 30.800 toneladas, velocidade - até 16 nós, comprimento - 200 m, largura - 32 m.

A nave de montagem e comando desempenha as funções de: complexo técnico (testes abrangentes do veículo lançador e estágio superior, montagem do foguete espacial); posto de gasolina (reabastecimento do estágio superior com componentes e gases combustíveis de alto ponto de ebulição); centro de controle para preparação e lançamento de foguete espacial, controle de vôo do estágio superior; centro de recebimento e processamento de medições. A embarcação está equipada com sistemas e equipamentos de segmento de mísseis em um estaleiro russo.

O navio de montagem e comando acomoda até 240 tripulantes e pessoal envolvido na preparação e condução do lançamento, incluindo representantes de clientes, e cria condições de vida semelhantes às dos navios de cruzeiro (há cabines individuais - duplas, salas de conferências, teatro , salas de estar, refeitórios, salas de jogos, academia, piscina).

Complexo costeiro. O complexo onshore está sendo construído com base na filial Primorsky da RSC Energia e deverá garantir a recepção, armazenamento e carregamento (no porto de embarque) no navio transportador dos estágios e estágios superiores do veículo lançador Zenit-2S, bem como componentes de combustível produzidos na Rússia.

Porta básica. O porto base está localizado em Long Beach (região de Los Angeles, EUA). Sua finalidade é garantir a preparação da espaçonave, atracação da plataforma de lançamento e da embarcação de comando de montagem, reabastecimento de componentes de combustível e gás, carregamento dos estágios do veículo lançador, estágio superior e bloco de carga útil na embarcação de comando de montagem.

Operações básicas.

Os estágios fabricados do veículo lançador Zenit-2S e estágios superiores (2-3 conjuntos e combustível para o veículo lançador produzido na Rússia (querosene) são entregues no porto de partida, carregados em um navio transportador fretado e transportados para o porto base O tempo de trânsito é de cerca de um mês.

No porto base, a espaçonave é verificada em uma instalação especial, reabastecida com componentes propulsores e gases e instalada no bloco de carga útil. Em seguida, os sistemas e equipamentos localizados na plataforma de lançamento e no navio de montagem e comando são preparados para os trabalhos preparatórios e de pré-lançamento, os contêineres e cilindros são preenchidos com os componentes combustíveis e gases adequados. Os estágios do veículo lançador, o estágio superior e o bloco de carga útil com a espaçonave são entregues à nave de montagem e comando. Lá são realizados testes complexos do veículo lançador e do estágio superior, reabastecimento do estágio superior com componentes e gases propelentes de alto ponto de ebulição, acoplagem do estágio superior e bloco de carga útil ao veículo lançador. O foguete espacial montado (designado “Zenit-3SL”) é carregado da embarcação de montagem e comando para um hangar na plataforma de lançamento.

A plataforma de lançamento com o veículo lançador Zenit-3SL e o navio de montagem e comando deslocam-se para a área designada do oceano para o lançamento.

Se a largada estiver programada a partir da área principal no equador (152 graus oeste), o tempo de transição para ela é de 11 dias.

Na área de lançamento, a plataforma de lançamento é colocada em estado semissubmerso, o veículo lançador é retirado do hangar pelo instalador e instalado na plataforma de lançamento. Os sistemas localizados na plataforma de lançamento e na embarcação de montagem e comando estão sendo preparados para as operações de pré-lançamento e lançamento, sendo realizadas verificações de controle do veículo lançador, estágio superior e espaçonave. Todo o pessoal e tripulação da plataforma de lançamento são evacuados para o navio de montagem e comando localizado a cinco quilômetros do local de lançamento, e posterior monitoramento e controle são realizados por meio de comunicação por rádio. O veículo lançador e o estágio superior são reabastecidos e o veículo lançador é lançado automaticamente.

Para garantir a transmissão dos resultados das medições e o controle do voo no local de lançamento, estarão envolvidos o navio russo (ponto de medição flutuante) “Selena-M”, o Centro de Controle de Missão da Região de Moscou e pontos de medição terrestres na Rússia e no Cazaquistão.

Principais participantes do projeto.

A criação do complexo Sea Launch e a sua operação estão previstas para serem realizadas numa base comercial, sem captação de recursos financeiros públicos, mas certamente sob o controle e com o apoio de órgãos governamentais. Trata-se, em primeiro lugar, da Agência Espacial Russa e do Ministério da Indústria de Defesa, da Agência Espacial Nacional da Ucrânia e do Departamento de Transporte Espacial Comercial dos EUA.

A joint venture Sea Launch (Sea Launch), cujos fundadores são a empresa americana de aeronaves e espaço Boeing, a Russian Rocket and Space Corporation Energia, já está trabalhando na implementação do projeto. SP Korolev, a maior empresa de construção naval da Europa - a empresa norueguesa Kvarner, as principais empresas aeroespaciais da Ucrânia PA Yuzhmashzavod e Yuzhnoye Design Bureau em homenagem. MK Yangel.

A empresa Boeing é responsável pela criação da unidade de carga útil e do porto base, além de garantir a interação com clientes e desenvolvedores de espaçonaves. RSC Energia, Yuzhnoye Design Bureau e empresas envolvidas da Rússia e Ucrânia garantem a fabricação do segmento de foguetes, Kvarner está modificando a plataforma de lançamento e construindo uma embarcação de montagem e comando. As empresas Boeing e Kvarner atuam não apenas como participantes, mas também como investidoras no projeto. A implementação do projecto inovador será apoiada pelo Banco Mundial, pelo Banco Internacional de Reconstrução e Desenvolvimento e por vários grandes bancos comerciais.

O primeiro lançamento está previsto para 1998. A autoridade e experiência dos participantes do projeto Sea Launch, a originalidade do conceito, bem como o uso generalizado de projetos já comprovados e comprovados de foguetes, tecnologia espacial e construção naval são a chave para o sucesso.

26 de dezembro de 1996 14h52. Categoria, Visualizações: 1324

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Fdorov Alexei Vladimirovich

NOÇÕES BÁSICAS DE DISPOSITIVOS DE FOGUETE ESPACIAL

COMPLEXOS

Tutorial

INTRODUÇÃO................................................. ....... ........................................... ............. ................ 5

SEÇÃO 1. BÁSICOS DE CONSTRUÇÃO DE FOGUETES ESPACIAIS

COMPLEXOS.................................................. ........ .......................................... ......... 7 INFORMAÇÕES BÁSICAS SOBRE SISTEMAS ESPACIAIS.

1 ESTRUTURA DO SISTEMA ESPACIAL E COMPLEXO ESPACIAL......................................... ........................... ........................ ................................ .......... 7 1.1 Estrutura do sistema espacial. ................................................. . .............................. 7 1.2 Sistemas de comunicação espacial............ .... ............................................... .......... ............. 1.3 Sistemas de navegação espacial........................ ........... .......................... 1.4 Sistemas climáticos espaciais......... ........................... ....................... .... 1.5 Sistemas de alerta de ataque de mísseis espaciais.......... ..... 1.6 Sistemas de vigilância espacial................... ................................ ................... .... FINALIDADE E COMPOSIÇÃO DO FOGUETE E COMPLEXO ESPACIAL................................... .. .................................................. .... ........................... 2.1 Complexo espacial: finalidade e composição das partes principais........ .... ..... 2.2 Complexo de foguetes e espaço: composição e finalidade dos elementos principais SEÇÃO 2. BÁSICOS DA CONSTRUÇÃO DE FOGUETES DE LANÇAMENTO, UNIDADES SUPERIORES E VEÍCULOS ESPACIAIS ........ .... .................... MEIOS DE EXTRAÇÃO........................... ......... .......................................... ............... ..... 3.1 informações gerais sobre veículos lançadores................................................. .............. .............. 3.2 Motores do veículo lançador................... ................ .................................. ...................... 3.3 Condições para operação do foguete -porta-aviões.................... ................... 3.4 Projeto de habitação do veículo lançador............ .............................. .......... 3.5 Sistemas de bordo do veículo lançador. ................................

.................................. 3.5.1 Órgãos executivos sistemas de controle de veículos lançadores........................ 3.5.2 Sistemas de separação de veículos lançadores............... ............. ................................ 3.5.3 Sistemas pneumohidráulicos do veículo lançador.......... .......................... 3.6 Blocos de aceleração....... ............... ................................... ..................... ........................ VEÍCULOS ESPACIAIS... ......................... ......................... ...................... 4.1 Informações gerais sobre naves espaciais. Tendências em mudanças no design de espaçonaves modernas.................................. ........... 4.2 Princípios para construção de diagramas estruturais e de layout e projeto de espaçonaves........................... ................................... ................ .................... 4.3 Condições de operação para espaçonaves.......... 4.3.1 Carregamento de espaçonaves......................................... ........ ....................... 4.3.2 Rarefação do meio (vácuo espacial).......... ...... ............................ 4.3.3 Chuvas de meteoros e detritos espaciais............ ...... ........................................... 4.3.4 Gravidade zero... . .................................................. ..... ........................................... 4.3. 5 Radiação cósmica (radiação) e fluxos de calor................................ FUNDAMENTOS TÉCNICOS DE ENGENHARIA DE FOGUETES E ESPAÇO. 5.1 Materiais estruturais de foguetes e equipamentos de tecnologia espacial......................... 5.2 Materiais de proteção térmica........... ...................... ............................ ................... SEÇÃO 3. BÁSICOS DO PROJETO DE EQUIPAMENTOS TECNOLÓGICOS DE FOGUETES E COMPLEXOS ESPACIAIS...... INFORMAÇÕES GERAIS SOBRE O EQUIPAMENTO TECNOLÓGICO DO FOGUETE E COMPLEXO ESPACIAL........................... ................. 6.1 Informações básicas sobre cosmódromos.................................. ............... ................. 6.2 Informações básicas sobre a área posicional do foguete e complexo espacial............ ........... .............................................. ..... ........................................... 6.3 Informações gerais sobre equipamentos tecnológicos de foguetes e complexos espaciais................................................. ..... ............................................. ........... ......... 6.4 O conceito de processo tecnológico generalizado. Conteúdo e sequência das operações tecnológicas com lançadores de foguetes no complexo técnico e no complexo........ 6.4.1 Conteúdo dos principais trabalhos realizados com foguetes e tecnologia espacial no complexo técnico....... ....... ................................................ 6.4.2 Conteúdo dos principais trabalhos realizados com foguetes e tecnologia espacial no complexo de lançamento.................................. .................. ...................... FINALIDADE E COMPOSIÇÃO DE EQUIPAMENTOS TECNOLÓGICOS DE TÉCNICA E LANÇAMENTO COMPLEXOS..................... .......... 7.1 Finalidade e composição do equipamento tecnológico do complexo técnico...... .............................. .................... .................................... .............. ........ 7.2 Finalidade e composição do equipamento tecnológico do complexo de lançamento.............................. ...... ........................................... ............ .................................. 7.3 Características de reabastecimento naves espaciais e veículos de lançamento.

Finalidade e composição do equipamento tecnológico do posto de reabastecimento de naves espaciais e veículos lançadores.................................. .................. 7.3.1 Características de reabastecimento de espaçonaves e RB........................ ............................ ............... 7.3.2 Finalidade e desempenho características do posto de gasolina.......................... ................. ........................................ ........... ................................ 7.3.3 Composição e finalidade dos equipamentos tecnológicos do posto de gasolina... . .................................................. ..... ............................................. ........... ....... SEÇÃO 4. FUNDAMENTOS DE PRODUÇÃO E OPERAÇÃO DE COMPLEXOS DE FOGUETES ESPACIAIS.................... ................. ............................... FOGUETE E EQUIPAMENTO ESPACIAL COMO OBJETO DE PRODUÇÃO E OPERAÇÃO......... ................................ ........... 8.1 Características da tecnologia de foguetes e espaciais como objeto de operação. 8.1.1 Características da operação terrestre de recursos espaciais......................... 8.1.2 Funcional características do RSC.................. ............................ ......................... 8.1.3 Características de preparação, produção e lançamento do lançador de foguetes............ ........................ 8.1.4 uma breve descrição de veículos lançadores como objeto de operação 8.1.5 Características das espaçonaves como objetos de operação....... 8.1.6 Propriedades dos componentes de combustível de foguete e gases comprimidos e sua influência na operação de foguetes espaciais...... .................................................. ...... .................... 8.2 Características da tecnologia de foguetes e espaciais como objeto de produção. PAPEL E LOCAL DO CONTROLE DE QUALIDADE DE PRODUÇÃO E OPERAÇÃO DE PRODUTOS DE FOGUETES E EQUIPAMENTOS ESPACIAIS 9.1 O conceito de qualidade operacional. Classificação das propriedades operacionais do KSR e suas características.................................. 9.2 Controle de qualidade do foguete e produção de tecnologia espacial.. .......... 9.3 Problemas atuais de controle de qualidade não destrutivo da produção de foguetes e tecnologia espacial................... .............. .................................... ...... BIBLIOGRAFIA...... .................................... ................... .............................. INTRODUÇÃO A criação de foguetes e tecnologia espacial foi um dos destaques conquistas científicas e técnicas século XX, que permitiu iniciar a exploração, desenvolvimento e utilização prática do espaço exterior. Nossa Pátria é pioneira no campo da exploração espacial - fomos os primeiros a lançar um satélite artificial da Terra, o vôo humano ao espaço, abrindo a era da exploração espacial.

As conquistas dos cientistas nacionais nesta área receberam reconhecimento mundial.

Atualmente, não existe uma única área da atividade humana em que as tecnologias espaciais não sejam utilizadas.

O surgimento das tecnologias espaciais deve-se à possibilidade de utilização de recursos espaciais, cuja criação está associada ao desenvolvimento de muitos ramos da ciência e tecnologia, à utilização de quase todas as conquistas do progresso científico e tecnológico e a gastos significativos de material, financeiros, de tempo e de recursos humanos.

Com a ajuda de meios espaciais, foram obtidos os seguintes resultados importantes em vários ramos da atividade humana:

Expandir as capacidades de telefonia e tecnologia da informação;

Fornecimento de comunicações televisivas entre continentes;

Controle meteorológico global por meio de satélites, que aumentou dramaticamente a precisão das previsões meteorológicas;

Melhorar a navegação de navios e aeronaves;

Busca e detecção de objetos marítimos, aéreos e terrestres em perigo;

Controle ambiental global e local (monitoramento) da superfície terrestre e dos oceanos;

Fornecimento de geodésia, cartografia, exploração mineral, detecção de incêndios e outros desastres naturais, etc.

A solução para problemas específicos de exploração e utilização do espaço exterior é alcançada durante a operação de sistemas espaciais ou complexos espaciais para a finalidade correspondente. Em geral, um sistema espacial é o mais alto nível de integração funcional de recursos espaciais projetados para resolver problemas no espaço e do espaço, e inclui todos os componentes orbitais e terrestres necessários para obter o resultado desejado exigido pelos consumidores.

Em termos da variedade de tarefas a resolver, bem como da composição quantitativa dos meios espaciais utilizados, um lugar especial na estrutura do complexo espacial é ocupado pelo foguete e complexo espacial (RSC), concebido para fornecer soluções para os problemas de operação terrestre de veículos lançadores, espaçonaves e estágios superiores. Uma das principais tarefas do RSC é preparar um foguete espacial para lançamento e lançar a espaçonave em uma determinada órbita.

O livro didático é uma tentativa de considerar os fundamentos do projeto e operação de foguetes e foguetes espaciais, sua finalidade, composição, tarefas, informações gerais sobre o projeto e características operacionais de seus componentes, bem como a função e local de controle de qualidade de produtos de tecnologia espacial e de foguetes durante a produção e operação.

Livro didático “Noções básicas de projeto de foguetes e complexos espaciais”

destina-se à preparação de mestres na área de formação "Sistemas de foguetes e cosmonáutica" na área de formação 160400. "Controle de qualidade de produtos de foguetes e complexos espaciais" e pode ser utilizado como parte do processo educacional na disciplina " Fundamentos de projeto de foguetes e complexos espaciais", e também pode ser útil para estudantes de pós-graduação e professores envolvidos em trabalhos de pesquisa nesta área temática.

Como resultado do estudo da disciplina proposta “Fundamentos do projeto de foguetes e complexos espaciais”, os mestres devem conhecer os fundamentos da construção de foguetes e complexos espaciais para diversos fins e seus componentes, os fundamentos do projeto de foguetes e complexos espaciais como objetos de controle durante a sua produção e operação, e os princípios básicos de funcionamento de foguetes e complexos espaciais de vários tipos.

ser capaz de analisar Estado atual Produtos RKT e processos de controle de qualidade para produtos de foguetes e complexos espaciais, analisar a testabilidade de produtos de foguetes e complexos espaciais durante sua produção e operação;

justificar a aplicabilidade de novos métodos de controle de qualidade dos produtos RKK, levando em consideração as características de sua tecnologia de construção e preparação; preparação de um foguete espacial para lançamento e lançamento de uma espaçonave em uma determinada órbita.

Em termos informativos e lógicos, a disciplina desenvolve as disciplinas dos ciclos científico e profissional geral, e serve de base informativa e metodológica para o estudo de disciplinas especiais do currículo de mestrado, bem como de base metodológica para a preparação e redação de um mestrado. tese.

SEÇÃO 1. BÁSICOS DE CONSTRUÇÃO DE FOGUETES E COMPLEXOS ESPACIAIS 1 INFORMAÇÕES BÁSICAS SOBRE SISTEMAS ESPACIAIS.

ESTRUTURA DO SISTEMA ESPACIAL E COMPLEXO ESPACIAL A solução para problemas específicos de exploração e utilização do espaço exterior é alcançada durante a operação de sistemas espaciais ou complexos espaciais para a finalidade correspondente. Em geral, um sistema espacial é o mais alto nível de integração funcional de recursos espaciais projetados para resolver problemas no espaço e do espaço, e inclui todos os componentes orbitais e terrestres necessários para obter o resultado desejado exigido pelos consumidores.

Estrutura do sistema espacial 1. Para resolver problemas socioeconômicos, comunicações, navegação, geodésia, meteorologia, etc. foram criados e operados CSs; para garantir a defesa do país - comunicações e controle de combate, reconhecimento, alerta de ataque de mísseis, etc. CS.

Qualquer CS (Figura 1.1) inclui recursos espaciais, que podem ser divididos em dois grupos:

KS KK SpK Figura 1.1 – Estrutura do sistema espacial significa que garante a criação, expansão, operação e reposição dos gases de escape das naves espaciais, unidos pelo termo “complexo espacial”;

meios técnicos de consumidor de informação espacial, unidos pelo termo “complexo de sistemas espaciais especiais (SPS)”.

Em geral, um CC pode incluir vários CCs. A composição, finalidade e funções do CC serão discutidas na cláusula 1.2.

O SpK inclui meios técnicos e estruturas com equipamentos neles colocados, destinados a receber informações especiais da espaçonave, registrá-las, processá-las, armazená-las e transmiti-las aos consumidores. Os fundos SpK estão localizados nos centros relevantes de recebimento e processamento de informações dos órgãos federais da Federação Russa, da sede principal das Forças Armadas e de outros consumidores.

O diagrama de funcionamento do CS é apresentado na Figura 1.2.

O RLV preparado nos complexos técnicos e de lançamento lança a espaçonave em uma determinada órbita. Todos os dados sobre o funcionamento dos equipamentos de bordo do veículo lançador chegam ao complexo de medição do cosmódromo para posterior análise. As informações sobre o funcionamento dos sistemas de bordo da espaçonave são fornecidas aos complexos de comando e medição (CMS) e depois ao Centro de Controle de Voo, que emite os comandos necessários ao sistema de controle da espaçonave. Informações especiais (alvo) são enviadas ao SpK. Se a espaçonave incluir elementos de retorno (módulo de pouso, cápsulas de descida), então sua busca, manutenção e entrega ao consumidor são realizadas pelo complexo de pouso e manutenção (LMC), que faz parte da espaçonave.

O OG da espaçonave não faz parte da espaçonave diretamente, mas como parte integrante do complexo espacial. No entanto, a qualidade do funcionamento do CS depende em grande parte da estrutura do grupo orbital.

Consideremos a estrutura da espaçonave OG usando o exemplo do sistema de navegação e comunicações espaciais “GLONASS”, composto por 24 espaçonaves, colocadas 8 espaçonaves cada em planos trifásicos, que diferem entre si na longitude do nó ascendente de a órbita. Em cada plano de fase, as espaçonaves estão localizadas em uma órbita circular, cujos elementos possuem as seguintes características:

inclinação 650;

altitude 19.100 km;

período de circulação 11 horas e 15 minutos. Esta construção permite a solução contínua de problemas alvo para usar alternadamente espaçonaves localizadas em diferentes planos de fase.

Assim, se o primeiro plano de fase tiver longitude de nó ascendente 1 = 00, então o segundo e terceiro planos terão longitude de nó ascendente 2 = 1200 e 3 = 2400, respectivamente. Portanto, o horário de lançamento do ILV para lançar a espaçonave em diferentes planos de fase deve diferir em horas (24 horas / 3 = 8 horas), por exemplo, 00.00.00, 8.00.00 e 16.00.00, horário da maternidade de Moscou (UHF) . Para garantir a precisão especificada de inserção da espaçonave (o erro absoluto na longitude do nó ascendente dos planos de fase é, via de regra, não superior a 10), o atraso de lançamento do veículo lançador (a chamada janela de lançamento) não deve exceder 4 minutos (24 60 1/360 = 4 min).

As espaçonaves no plano de fase devem estar localizadas a distâncias equidistantes umas das outras. Se assumirmos que é possível lançar todas as 8 espaçonaves de um plano de fase durante o dia, então os lançamentos da espaçonave devem ser realizados em 1 hora 24 minutos 22,5 segundos (11 horas 15 minutos / 8 = 1 hora min 22,5 s). Assim, se a primeira espaçonave for lançada às 00h00 UHF, então a última, Figura 1.2 - Diagrama operacional do oitavo sistema espacial, deverá ser lançada às 9 horas 50 minutos 37,5 UHF (1 hora 24 minutos 22,5 s (8 1) = 9h50min37,5s).

A formação dos gases de escape da espaçonave ocorre da seguinte forma. Um bloco composto por três espaçonaves é lançado por um veículo lançador Proton até o local da segunda espaçonave.

Portanto, o tempo de lançamento do veículo lançador é de 1 hora e 24 minutos e 22,5 s UHF. Em seguida, a 1ª e a 3ª espaçonaves são movidas para pontos adjacentes usando um sistema de propulsão corretivo.

Para continuar a formação deste plano de fase, o próximo bloco de três espaçonaves pode ser lançado somente após um dia (ou qualquer número inteiro de dias) e deve ser lançado até o ponto da 5ª espaçonave (horário de lançamento do veículo lançador - às 5 horas 37 minutos 52,5 s UHF). Em seguida, a 4ª e a 6ª espaçonaves são implantadas em pontos adjacentes.

Na prática, a criação de uma constelação orbital completa de espaçonaves leva um longo período, calculado em anos. A construção e expansão de um grupo de espaçonaves são realizadas simultaneamente em todos os planos de fase.

Isso se deve ao fato de que, possuindo um grupo de 12 espaçonaves (4 em cada plano de fase), é possível utilizar o sistema GLONASS para o fim a que se destina até 18 horas por dia.

Agora vamos dar uma breve olhada nos recursos de alguns dos CS mais usados.

Sistemas de comunicação espacial 1. A era moderna é caracterizada pelo rápido crescimento da informação em todas as esferas da atividade humana. Além do desenvolvimento dos meios tradicionais de transmissão de informação (telefonia, telegrafia, radiodifusão), houve a necessidade de criação de novos tipos de informação - televisão, troca de dados em sistemas de controle automático e computadores, transmissão de matrizes para impressão de jornais, etc. .

A natureza global dos problemas económicos e da investigação científica, a ampla integração e cooperação interestadual na produção, comércio, actividades de investigação e a expansão do intercâmbio no domínio da cultura levaram a um aumento significativo nas relações internacionais e intercontinentais, incluindo o intercâmbio de televisão programas.

A construção de linhas de cabos terrestres e submarinos de longa distância exige enormes gastos de todos os tipos de recursos. As comunicações de rádio têm capacidade, alcance e capacidade significativamente maiores de serem configuradas para vários tipos de comunicações. No entanto, as ligações de rádio têm certas desvantagens que tornam a sua utilização difícil em muitos casos. Novas maneiras de superar as deficiências inerentes às comunicações de rádio de longa distância foram abertas pelo lançamento de espaçonaves em órbita satélites artificiais Terra e a criação de um sistema de comunicação espacial baseado nela.

O sistema de comunicação espacial (SCS) é projetado para fornecer todos os tipos de comunicações de longa distância (intermunicipais, internacionais, intercontinentais), transmissão de rádio e televisão, transmissão de informações na Internet, etc. sistema de satélite comunicações.

A prática tem confirmado que a utilização de naves espaciais para comunicações, especialmente internacionais e intercontinentais de longa distância, televisão e telecontrole, ao transmitir grandes volumes de informação, permite eliminar muitas das dificuldades inerentes às radiocomunicações tradicionais. Neste caso, é possível utilizar retransmissão passiva ou ativa.

Para organizar as comunicações de rádio na faixa VHF em uma área suficientemente grande, é necessário criar um grande número de repetidores intermediários. Como a espaçonave pode ser observada simultaneamente de vários pontos entre os quais a comunicação deve ser estabelecida, ela pode ser usada para retransmitir um sinal de rádio. A solução mais simples é usar a espaçonave como um objeto que reflete as ondas de rádio direcionadas a ela. Este princípio está subjacente ao método do relé passivo (Figura 1.3).

Nave espacial de comunicação Figura 1.3 – Diagrama de comunicação utilizando uma nave espacial de comunicação utilizando o método de relé passivo A, B – pontos de transmissão e recepção operando na frequência f1;

A1, B1 – pontos de transmissão e recepção operando na frequência f Uma sessão de comunicação só é possível quando a espaçonave de comunicação está na zona de visibilidade simultânea do transmissor e do receptor, e suas antenas estão orientadas para a espaçonave. Um sinal com frequência f1 do transmissor A é transmitido na direção da espaçonave. O equipamento de bordo da espaçonave recebe o sinal, amplifica-o e retransmite-o na frequência f1 para o receptor B, o que garante a recepção, amplificação e utilização do sinal.

Apesar da óbvia simplicidade, baixo custo e certas vantagens técnicas de tal CSS (possibilidade de operação simultânea de um grande número de correspondentes, dependência da qualidade da comunicação apenas da refletividade da espaçonave), ele apresenta sérias desvantagens. Em particular, para manter comunicações estáveis, são necessárias alta potência de transmissão e alta sensibilidade de recepção de dispositivos baseados em terra. Mas mesmo quando estas condições são satisfeitas, as linhas de rádio não funcionam de forma suficientemente estável, com muita interferência. Além disso, o período de existência ativa de tais espaçonaves, devido a mudanças em sua forma e à deterioração das propriedades reflexivas, revelou-se curto. Portanto, o princípio da reflexão passiva não encontrou maior desenvolvimento nos sistemas de comunicação espacial.

O princípio de usar a comunicação de espaçonaves com relé ativo tornou-se estabelecido e difundido. Neste caso, o sistema de comunicação funciona da seguinte forma (Figura 1.4).

Figura 1.4 – Esquema de comunicação utilizando uma espaçonave de comunicação utilizando o método de relé ativo ZSV1 – zona de visibilidade conjunta da espaçonave de comunicação pelos pontos A e B na altitude de órbita H1;

ZSV2 – zona de visibilidade conjunta da espaçonave de comunicação pelos pontos A e B na altitude de órbita H2;

f1 – frequência de transmissão antes da retransmissão;

f2 – frequência de transmissão após retransmissão A Estação I, localizada no ponto A, através dos correspondentes sistemas intermediários de terra (antenas) envia sinais com frequência f1 para direção A-C num satélite de comunicações localizado na zona de visibilidade dos pontos A e B.

Na espaçonave esses sinais são recebidos, amplificados e retransmitidos, mas na frequência f2 em direção SB-B. No ponto B, os sinais recebidos são processados ​​e enviados através de canais de comunicação terrestre para a estação II.

A necessidade do repetidor da espaçonave receber e transmitir grandes fluxos de informações na frequência f1 leva à necessidade de um dispositivo receptor de banda larga, no qual, junto com o sinal útil, também penetre a interferência. A interferência amplificada e transmitida na frequência f2 degrada a qualidade da comunicação. Portanto, os repetidores modernos são equipados com dispositivos de processamento (filtros) que eliminam interferências do sinal útil.

O princípio das comunicações espaciais com relé ativo envolve a instalação de antenas apropriadas, dispositivos de recepção e transmissão, bem como fontes de alimentação na espaçonave. Isso permite reduzir significativamente a potência de transmissão e a sensibilidade dos dispositivos receptores de aterramento.

Uma das questões principais são os parâmetros das órbitas da espaçonave. Para organizar a comunicação global contínua em nosso país, localizado no hemisfério norte, é aconselhável utilizar órbitas altamente elípticas com período orbital de 12 horas para colocar espaçonaves. Uma espaçonave, indo ao apogeu e retornando ao perigeu, pode fornecer visibilidade mútua de nossos territórios ocidentais e do Extremo Oriente por 8 horas. Para garantir a continuidade da comunicação, quatro espaçonaves são incluídas no sistema de espaçonaves em órbitas altamente elípticas, pois de acordo com a tecnologia de controle, uma hora é gasta verificando o estado da espaçonave por telemetria, ligando o repetidor e “colocando-o” no modo quando entrada na zona de visibilidade, bem como telemetria e desligamento ao sair da zona de visibilidade.

Em certas faixas de ondas de rádio, as necessidades de organização da comunicação não são atendidas pela capacidade dos canais (troncos) de uma espaçonave (satélite retransmissor). Nesse sentido, houve necessidade de aumentar o número de espaçonaves no GO e de separar áreas de serviço para elas. Descobriu-se que o maior número de assinantes está localizado na faixa de 40° - 60° de latitude norte e sul e para esses fins é mais conveniente organizar comunicações usando satélites localizados em órbitas geoestacionárias(Figura 1.5). Os pontos indicados na figura correspondem à posição da espaçonave em órbita durante o dia.

Naves de comunicação Naves de comunicação Figura 1.5 – Posição orbital de naves de comunicação em órbitas altamente elípticas e geoestacionárias: 0 – 24 – horas do dia Caracterizemos as naves incluídas no CSS. Quatro espaçonaves do tipo Molniya

(Figura 1.6) em uma órbita altamente elíptica e quatro espaçonaves do tipo Horizon

(Figura 1.7) ou “Tela” (Figura 1.8) em órbita geoestacionária proporcionam (com reserva) a organização das comunicações globais no hemisfério norte e no hemisfério sul - até uma latitude de 60°.

Os satélites de comunicação Molniya estão equipados com dois tipos de equipamentos: serviço (serviço) e especial. Os equipamentos de bordo de serviço incluem sistemas, instrumentos e unidades de uso geral que garantem a operacionalidade da espaçonave, monitorando seu estado e controlando-a em voo, independentemente da natureza das tarefas executadas.

Figura 1.6 – Nave espacial de comunicações “Molniya-2”

Figura 1.7 – Nave espacial de comunicações “Horizonte”

Figura 1.8 – Nave espacial de comunicações “Ekran”

A composição e finalidade do equipamento de serviço a bordo, que, via de regra, é o mesmo para a maioria das espaçonaves, será discutida no parágrafo 1.5.

O equipamento especial de bordo da espaçonave Molniya inclui:

antenas para recepção e transmissão de sinais Earth - board - Earth e os sistemas de rastreamento e acionamento de dispositivos antenas associados ao seu funcionamento. A espaçonave possui duas antenas parabólicas de estrutura de malha dobrável, que se abrem após a espaçonave entrar em órbita. Durante todo o vôo, as antenas ficam orientadas para o centro da Terra;

um repetidor que consiste em dispositivos de recepção, conversão e amplificação. O satélite possui três repetidores:

o principal e dois reservas, substituindo o principal se necessário.

Monitorar a posição da espaçonave no espaço, medir parâmetros de movimento, determinar os parâmetros da órbita e seu ajuste, prever o movimento da espaçonave, verificar o estado e correto funcionamento dos sistemas de bordo e seus diagnósticos, monitorar o consumo de energia recursos da espaçonave e cumprimento do estabelecido regime de temperatura, emitindo programas atuais e comandos únicos a bordo da espaçonave, monitorando sua passagem e execução, bem como algumas outras funções de gerenciamento são desempenhadas pelos serviços e instalações do complexo de controle de solo.

Os satélites do tipo Ekran, cuja utilização começou em 1976, são colocados em órbita geoestacionária e são projetados para fornecer transmissão de televisão e rádio em regiões remotas. Assim, a área de serviço da espaçonave Ekran com uma posição de 90° leste se estende de Novosibirsk a Yakutsk. Isso garante a recepção direta dos sinais da espaçonave para pequenas antenas coletivas de tipo simplificado, instaladas diretamente nos telhados das casas. Durante a instalação, eles são orientados para a espaçonave geoestacionária com uma precisão de 1-3°.

Observe que a “posição” da espaçonave Ekran sobre uma determinada área de serviço deve ser garantida com alta precisão: cerca de 0,5°-1° em latitude e longitude. Se necessário, a órbita é ajustada por meio de micromotores de controle integrados. Além disso, são impostas altas exigências aos sistemas de controle de atitude: o desvio da espaçonave da direção estabelecida não deve exceder 0,1o. A tecnologia espacial moderna pode fornecer essa precisão. Erros na orientação das antenas embarcadas reduzem significativamente a área de serviço. Assim, se a sua orientação estiver incorreta em 1°, a área de serviço de televisão será apenas cerca de 60% do valor máximo possível.

Fornecer Alta qualidade sinal em satélites de comunicações modernos, antenas de bordo altamente direcionais são usadas com uma largura de feixe de 17° (cobertura global) a 2°-4°.

Desde 1967, com base no satélite Molniya, a rede de televisão espacial Orbita opera em nosso país (Figura 1.9).

Os sinais de televisão do centro de televisão em Moscou são transmitidos através de canais de comunicação terrestre para uma das estações terrestres do Molniya KSS e, através de sua antena, são irradiados para a espaçonave Molniya. Aqui eles são recebidos e retransmitidos imediatamente para todas as estações receptoras da rede Orbita localizadas em Tempo dado dentro do alcance de visibilidade da espaçonave. Recebido da espaçonave pela estação Orbita

os sinais de televisão são enviados através de linhas de cabo de banda larga para centros de televisão locais, que, utilizando os seus transmissores e antenas de televisão, retransmitem o programa de televisão para receptores de televisão na região.

Figura 1.9 – Esquema de transmissões televisivas utilizando a espaçonave Molniya

no sistema Orbita

A – centro televisivo da televisão central;

B – canal de comunicação terrestre;

B – ponto de comunicação do complexo terrestre Molniya;

G – satélite de comunicações “Molniya”;

D – estação receptora da rede Orbita;

E - centros locais de televisão e suas áreas de cobertura As estações da rede Orbita estão localizadas em edifícios redondos de concreto armado, cujas coberturas servem de base para antenas parabólicas de alta eficiência com diâmetro de espelho de 12 m. O tamanho relativamente pequeno do espelho , a leveza e simplicidade do design da antena são devidas à potência bastante alta do transmissor da espaçonave "Relâmpago".

Faixa de velocidade permitida da antena terrestre Orbit

garante rastreamento confiável da espaçonave em quaisquer altitudes e azimutes de sua posição em relação à estação.

Os cálculos mostram que a espaçonave de comunicações está localizada em uma órbita altamente elíptica com os seguintes parâmetros: inclinação i = 65;

altitude perigeu Hn = 400 km, altitude apogeu Na = 40.000 km, período orbital T = 12 horas, capaz de garantir visibilidade simultânea da espaçonave nas regiões oeste e leste da Federação Russa por 8 horas.

As unidades de comando e controle militar desempenham um papel importante no comando e controle.

Assim, a sua utilização no elo operacional “associação - conexão”

proporciona um aumento no alcance de comunicação de até 10.000 km e velocidade de transmissão de informações de até 1.500 bits/s.

A utilização do CSS permitiu dar um salto qualitativo na organização das comunicações. Assim, as comunicações móveis, que até recentemente pareciam tão exóticas, entraram firmemente na vida e tornaram-se disponíveis para milhões de pessoas em apenas uma década. O desenvolvimento do CSN terá como objetivo garantir ainda mais a comunicação global estável e contínua dos assinantes em vários níveis, aumentando a capacidade das redes de comunicação e organizando espaços de telecomunicações multiníveis.

Sistemas de navegação espacial 1. Na Terra, nas rotas marítimas e no espaço próximo da Terra, o número de objectos controlados que necessitam constantemente de apoio à navegação – determinação precisa da sua localização, rumo e velocidade – está constantemente a aumentar. O nível actual e, em particular, as perspectivas de desenvolvimento dos transportes caracterizam-se por uma expansão significativa das zonas de comunicação e um aumento da velocidade dos veículos: dominado velocidades supersônicas na aviação civil, as velocidades dos transatlânticos marítimos e oceânicos aumentaram significativamente, as companhias aéreas internacionais atravessam vastos espaços que cobrem todo o globo. O Ártico e a Antártica, cuja penetração no centro até recentemente foi um ato de heroísmo e coragem, tornaram-se um campo comum rotas de transporte. À medida que aumentam o volume, a eficiência e a importância das tarefas de transporte, aumentam os requisitos para a qualidade do apoio à navegação. Muitos objetos requerem determinações de navegação muito frequentes e com alta precisão a qualquer momento, independentemente das condições climáticas. Altas velocidades de objetos em movimento exigem determinações de navegação em um tempo limitado e, muitas vezes, em tempo real.

Portanto, são colocadas altas demandas no suporte à navegação moderna, sendo as principais:

globalidade, ou seja, a capacidade de realizar determinações de navegação em qualquer lugar do globo ou espaço próximo à Terra, a qualquer hora do dia, independentemente das condições climáticas;

eficiência, ou seja, a capacidade de realizar determinações de navegação em minutos e até segundos (de preferência em tempo real);

precisão das definições de navegação.

Quaisquer métodos de suporte à navegação para vários objetos são baseados em medições de sua localização em relação a quaisquer pontos de referência com coordenadas conhecidas.

Os métodos tradicionais de navegação celestial usam o Sol, a Lua e as estrelas como pontos de referência;

nos métodos de radionavegação terrestre - radiofaróis com coordenadas fixas conhecidas;

em métodos magnéticos - os pólos da Terra.

Corpos espaciais artificiais também podem ser usados ​​como marcos, por exemplo, naves espaciais localizadas nas órbitas de satélites artificiais da Terra, se suas coordenadas forem conhecidas pelos objetos cuja localização e velocidade precisam ser determinadas.

É impossível garantir plenamente o cumprimento dos requisitos listados de globalidade, eficiência e precisão através do desenvolvimento apenas de métodos de navegação tradicionais. Isso se deve ao fato de muitos deles dependerem das condições climáticas, e o uso de radiofaróis não permite cobrir todas as áreas necessárias.

Os sistemas nos quais naves espaciais localizadas nas órbitas de satélites artificiais da Terra são selecionadas como pontos de referência são chamados de sistemas de navegação espacial (SNS). Eles são projetados para determinar parâmetros de navegação (coordenadas de localização e componentes do vetor de velocidade) de objetos em movimento (nave espacial, aeronave, navio, sistema de mísseis móveis, etc.) e transmitir esses parâmetros ao consumidor. Os CNSs se distinguem por uma série de recursos que podem aumentar significativamente a eficiência do suporte à navegação. As determinações de navegação aqui são baseadas em medições dos parâmetros dos sinais de rádio emitidos pela espaçonave. Neste caso, pode-se utilizar a faixa VHF, na qual podem ser utilizados os dispositivos de medição mais precisos, proporcionando alta precisão na medição do alcance e na taxa de variação dessa faixa em relação à espaçonave.

A globalidade do SNS pode ser alcançada incluindo um número suficiente de satélites de navegação no sistema, garantindo a possibilidade da sua observação contínua em qualquer ponto do espaço próximo da Terra.

O aumento da eficiência é alcançado devido à possibilidade de observação simultânea de várias espaçonaves.

O SNC inclui os seguintes componentes (Figura 1.10):

CC, incluindo nave espacial OG e complexo de controle de solo (GCU);

Meios especiais para objetos que requerem determinação de navegação, projetados para receber as informações necessárias da espaçonave, medir parâmetros de navegação e calcular a localização e velocidade de movimento deste objeto.

As estações terrestres da NKU realizam medições dos parâmetros de navegação da espaçonave. Essas medições são transmitidas através de linhas de comunicação para o centro de informática, onde, com base no seu processamento, são determinados e previstos parâmetros orbitais e diversas correções (por exemplo, o valor das escalas de tempo dos relógios de bordo da espaçonave, etc.).

Parâmetros orbitais para cada momento previsto, que geralmente são chamados de efemérides da espaçonave, e várias correções são transmitidas através de canais de comunicação para a estação de transmissão de comando. A estação os transmite em uma determinada frequência para a espaçonave, onde são gravados em um bloco de memória. Cada espaçonave de navegação recebe suas próprias informações de efemérides, uma vez que os parâmetros orbitais de diferentes espaçonaves e o desvio do relógio de bordo serão diferentes.

KA-2 KA-KA-KA- Figura 1.10 – Diagrama de blocos do SPS 1 – instrumentos de medição NAKU;

2 – estações de transmissão de informações de efemérides;

~ 3 – centro de informática;

4 – consumidores;

D – alcance;

D – velocidade radial Cada espaçonave de navegação emite continuamente sinais de rádio e transmite informações de efemérides em tempo real.

O consumidor, por meio de equipamento de rádio, recebe efemérides e sinais de tempo e mede simultaneamente os parâmetros de navegação da espaçonave (um ou mais). O dispositivo informático do consumidor processa a informação recebida, calcula a sua localização (e, se necessário, a velocidade do seu movimento) e introduz correcções nos dados dos sistemas de navegação inercial ou outros sistemas de navegação tradicionais, se o CNS for utilizado em conjunto com eles.

A precisão na determinação da localização do consumidor e sua velocidade depende dos erros na determinação das efemérides, da precisão do relógio de bordo, dos fatores geométricos que caracterizam a posição relativa da espaçonave e, por fim, dos erros na medição dos parâmetros de navegação pelo consumidor.

Assim, para o sistema de navegação GLONASS, cuja descrição é dada no parágrafo 1.1, são dadas as seguintes características técnicas:

precisão na determinação das coordenadas de um objeto em movimento – 100 m;

precisão na determinação das coordenadas de um objeto estacionário – 10 m;

precisão na determinação dos componentes do vetor velocidade do consumidor – 0,15 m/s;

precisão da referência do tempo das efemérides ao tempo universal – 5 ms;

o tempo da primeira determinação de navegação é de 1 a 3 minutos, as determinações subsequentes são de 1 a 10 s.

Os sistemas de navegação espacial serão desenvolvidos para a criação em um nível qualitativamente novo no interesse de resolver uma ampla gama de problemas de navegação de objetos em movimento, geolocalização de alta precisão durante a construção, levantamentos geológicos, durante o trabalho cadastral, controle sobre o transporte de cargas valiosas , operações de resgate de emergência, etc. Suporte de navegação assumirá um caráter individual. Ferramentas que permitem combinar mapas digitais com referência de alta precisão à posição atual de objetos em movimento e estacionários, determinados pelo SNC, com meios de transmissão de seus próprios sinais de coordenadas, estão se tornando cada vez mais difundidas. No futuro, o SNC ficará firmemente estabelecido na vida cotidiana.

Sistemas climáticos espaciais 1. Informações sobre ambiente fornecer redes meteorológicas federais e departamentais terrestres, que incluem equipamentos meteorológicos de aviação, navios, balões, estações hidrometeorológicas automáticas (oceânicas, marítimas, fluviais, terrestres) e sistemas meteorológicos espaciais (SMS).

A rede hidrometeorológica terrestre consiste em vários milhares de estações e postos meteorológicos e hidrológicos. Muitos deles estão localizados em áreas de difícil acesso. Para compilar previsões meteorológicas de longo prazo e suficientemente precisas, as informações da rede meteorológica terrestre são claramente insuficientes. Isto se deve em grande parte ao fato de que 71% da superfície da Terra é composta por oceanos e mares, e os 29% restantes da superfície contêm enormes áreas (montanhas, desertos, selvas, etc.) onde as estações meteorológicas são raras ou não. -existente. Isso reduz significativamente a qualidade da previsão do tempo.

Líquido intercâmbio internacional a informação hidrológica também está insuficientemente desenvolvida.

A obtenção de informações meteorológicas com auxílio de equipamentos meteorológicos de aviação, navios e balões ainda é realizada de forma esporádica e apenas em determinadas rotas.

O desenvolvimento bem-sucedido da tecnologia espacial contribuiu para a criação do CMS, que pode aumentar significativamente a capacidade de obtenção de informações hidrometeorológicas em comparação com os meios tradicionais e melhorar a qualidade da previsão.

O KMS foi projetado para resolver os seguintes problemas:

Obtenção de imagens dos campos de nuvens do globo, monitoramento da origem e desenvolvimento dos processos atmosféricos (ciclones, furacões, etc.), reconhecimento de calor e frio massas de ar;

Obtenção da distribuição vertical da temperatura e velocidade do ar atmosférico;

Estudo do balanço de radiação do sistema terra-atmosfera;

Recolha de informação de estações meteorológicas automáticas localizadas em zonas de difícil acesso da Terra e dos Oceanos Mundiais, e de balões, com posterior transmissão desta informação aos respectivos pontos receptores ou centros meteorológicos;

Retransmissão das informações processadas dos centros meteorológicos aos consumidores;

Fornecimento de informações meteorológicas aos comandos dos ramos das Forças Armadas de RF.

A estrutura de um sistema meteorológico espacial típico é apresentada na Figura 1.11.

A constelação orbital geralmente consiste em 3 espaçonaves em órbita geoestacionária, proporcionando 90% de visibilidade superfície da Terra, e 1 2 naves espaciais em órbitas polares com altitudes de apogeu de 700-2.000 km.

As estações receptoras de comando terrestres KMS dão comandos para transmitir informações da espaçonave, recebê-las e transmiti-las ao centro meteorológico.

Figura 1.11 – Estrutura do sistema meteorológico espacial 1 – espaçonave meteorológica;

2 – balões;

3 – estações hidrometeorológicas automáticas;

4 – estações de recepção direta de informações;

5 – centros meteorológicos locais;

6 – consumidores de informações meteorológicas;

– estações de medição de trajetória;

8, 9 – estações de comando e recepção;

10 – centro meteorológico;

11 – controle e programação de órbita;

12 – tratamento de dados;

13 – análise e previsão meteorológica;

14 – análise e previsão local;

15 – Análise e previsão planetária As estações de medição de trajetória NKU realizam monitoramento rádio e previsão de órbitas, enviando os resultados dos cálculos ao centro meteorológico, onde a partir deles são desenvolvidos programas para estações de comando e recepção. O centro meteorológico prepara análises planetárias e previsões meteorológicas usando dados de estações receptoras de comando, estações de medição de trajetória e estações meteorológicas terrestres.

Os centros meteorológicos regionais e locais produzem análises e previsões meteorológicas locais usando dados da espaçonave e do centro meteorológico.

O diagrama do CMS doméstico “Meteor” é apresentado na Figura 1.12. Funciona como parte integrante do World Weather Watch. O GO inclui 2-3 espaçonaves Meteor localizadas em órbita subpolar, quase circular, com os seguintes parâmetros: inclinação orbital i = 82,5o;

altitude de órbita h =1200-1300 km. As informações da espaçonave Meteor são transmitidas através de sistemas globais de comunicação de rádio para todos os países membros da Organização Meteorológica Mundial. O tempo de existência ativa da espaçonave é de 2 anos.

As naves espaciais da série Meteor (Figura 1.13) coletam e transmitem rapidamente aos consumidores informações hidrometeorológicas globais, dados sobre a situação da radiação no espaço próximo à Terra e o estado da ozonosfera. Esta informação é a base para fazer previsões de longo prazo para vários fenômenos climáticos e permite evitar danos materiais devido a más condições climáticas no valor de cerca de um bilhão de rublos anualmente.

Figura 1.12 – Diagrama do sistema meteorológico Meteoro

Figura 1.13 – Satélite meteorológico “Meteoro”

A espaçonave Meteor fornece soluções para as seguintes tarefas:

obtenção de imagens de nuvens, superfície terrestre, coberturas de gelo e neve na faixa do visível e infravermelho (IR), bem como dados para determinação da temperatura da superfície do mar em atmosfera sem nuvens e da temperatura de radiação da superfície subjacente;

obtenção de dados espectrométricos para determinação do perfil vertical de temperatura, distribuição vertical da concentração de ozônio e seu conteúdo total na atmosfera;

realizar medições de radiação em altitude de voo de espaçonaves;

acumulação e transmissão de acordo com o programa ou comandos em Centro principal recepção e tratamento de dados e Centros regionais de recepção e tratamento de dados na modalidade de reprodução e transmissão direta de informação científica;

transmissão contínua para pontos receptores de informações de imagens locais de nuvens e da superfície terrestre nas faixas visível e IR do espectro na modalidade de transmissão direta de informações, ligando e funcionando a qualquer momento de todos os equipamentos de acordo com o programa de trabalho.

A transmissão de imagens locais de nuvens e da superfície terrestre nas faixas visível e infravermelha da espaçonave até os pontos que recebem informações meteorológicas é realizada em tempo real.

As imagens de televisão e infravermelho permitem identificar características da estrutura dos campos de nuvens inacessíveis às observações de uma rede terrestre de estações, e tirar conclusões não só sobre a posição, mas também sobre a evolução dos correspondentes objetos sinópticos e massas de ar. O uso dessas informações permite obter uma previsão confiável para um período de até um dia.

Equipamentos actinométricos projetados para medir os fluxos de radiação que escapam da Terra também estão instalados a bordo da espaçonave.

As perspectivas para o desenvolvimento do CMS estão associadas à melhoria da qualidade das previsões meteorológicas, aumentando a duração da previsão confiável para 10 dias ou mais, reduzindo os danos causados ​​por fenómenos meteorológicos perigosos, como tufões, furacões, tempestades, aumentando a precisão com que as áreas de a ação desses fenômenos e parâmetros são determinados caracterizando seu surgimento e desenvolvimento.

Sistemas de alerta de ataque de mísseis espaciais 1. A criação de sistemas de alerta de ataque de mísseis (MSWS) foi determinada, em primeiro lugar, pela necessidade de detectar lançamentos de mísseis balísticos (portadores de armas nucleares) direcionados ao território do país. Isso permitiu que a principal liderança político-militar do país recebesse informações oportunas sobre o início do uso de armas de mísseis nucleares pelo inimigo.

As principais tarefas resolvidas pelos sistemas de alerta precoce em nosso país e nos Estados Unidos são geralmente semelhantes:

detecção precoce de lançamentos de mísseis balísticos do território de um inimigo potencial e de áreas de patrulha submarina.

avaliação das coordenadas de lançamento de mísseis balísticos e determinação de possíveis áreas onde cairão ogivas.

monitorar testes de alcance e treinamento de lançamentos de mísseis balísticos, bem como monitorar lançamentos de objetos espaciais.

controle de ataques nucleares contra potenciais alvos inimigos em tempo de guerra.

testes de inteligência de armas nucleares na atmosfera em tempos de paz.

As naves espaciais que fazem parte do sistema de alerta precoce de ataque de mísseis domésticos operam em órbitas altamente elípticas e geoestacionárias. Uma espaçonave OG pode consistir de 4 a 6 espaçonaves em órbitas geoestacionárias ou altamente elípticas.

O sistema de alerta precoce está constantemente em alerta e mantém as principais áreas perigosas de mísseis sob controle Globo. Em cada uma destas áreas (território dos EUA, Europa, Pacífico e Oceanos Atlânticos) existem 1-2 naves espaciais. As informações de espaçonaves localizadas no hemisfério oriental chegam ao ponto de recepção de informações, bem como às estações móveis de recepção. De outros satélites - retransmitidos para o território da Rússia através do satélite KSS.

A espaçonave fornece controle quase contínuo do território globalmente em longitude e latitude de aproximadamente 80 0 S. – 800 N. O tempo necessário para detectar o lançamento de um míssil balístico não ultrapassa 1 minuto, e após 2 a 3 minutos as informações sobre o lançamento são enviadas ao consumidor. Equipamentos especiais instalados na espaçonave permitem determinar as coordenadas de lançamento de um míssil balístico com erro máximo de 20 km, e o local de queda das ogivas - com erro máximo de cerca de 100 km.

As principais direções para melhorar os sistemas de alerta precoce estão relacionadas ao aumento da confiabilidade do controle de áreas perigosas de mísseis, à velocidade de entrega de informações aos consumidores, à precisão na determinação das coordenadas do local de lançamento e dos locais de pouso das ogivas.

Sistemas de vigilância espacial 1. As características da condução de guerras e conflitos armados no final do século XX e início do século XXI mostraram que o papel e a escala da utilização de meios espaciais na resolução de problemas de confronto militar estão em constante aumento. Isto é evidenciado pela participação de mais de 130 estados em atividades espaciais. 35 deles estão trabalhando em programas de utilização de recursos espaciais para fins militares e 17 têm seus próprios programas espaciais.

As principais tarefas para as quais os recursos espaciais começaram a ser utilizados no interesse da defesa foram as tarefas de reconhecimento fotográfico e de rádio, para as quais foram criados sistemas de reconhecimento espacial (SRS). Mais tarde, à medida que as tarefas e capacidades das espaçonaves se expandiram, elas passaram a ser chamadas de sistemas de observação espacial (SOS).

A classificação das espaçonaves de observação é mostrada na Figura 1.14.

Além do reconhecimento e da designação de alvos, o RAC resolve os problemas de monitorização dos tratados de redução de armas, fornecendo informações espaciais a todos os níveis de comando e controlo, monitorizando áreas de guerras locais e grandes exercícios, etc.

VEÍCULOS DE VIGILÂNCIA ESPACIAL reconhecimento de espécies socioeconômicas monitoramento ambiental observação fotográfica do tempo rádio infravermelho topografia rádio laser engenharia geodésia televisão serviço de resgate óptico-eletrônico Figura 1.14 – Classificação das espaçonaves de observação Vamos considerar alguns tipos de SSR modernos.

Os sistemas de inteligência eletrônica e de rádio são projetados para vigilância detalhada de rádio e eletrônica no interesse do Ministério da Defesa. Eles resolvem os seguintes problemas:

determinação da localização, principais características e características de funcionamento dos equipamentos radioeletrônicos (RES) de um inimigo potencial;

monitoramento constante dos modos de operação dos sistemas eletrônicos de vigilância aérea e espacial, centros de comunicação e comando e controle, bem como das mudanças na situação radioeletrônica geral nos teatros de operações militares;

interceptação de informações telemétricas durante testes de mísseis balísticos de um inimigo potencial.

EM Federação Russa Para realizar essas tarefas, foi criado um sistema unificado de radiovigilância. O principal método de uso de combate do sistema é a implantação antecipada e manutenção da operação contínua da espaçonave OG instalada em tempos de paz e de guerra em órbitas com os seguintes parâmetros: inclinação i = 82,50;

altitude máxima (mínima) Hmax = 680 km (Hmin = 648 km);

período de circulação T =97, min. O período garantido de vida ativa da espaçonave é de 12 meses.

O sistema recebe e analisa sinais de fontes de radiação ativas, ou seja, sinais de comunicações de rádio e radiogoniometria, em frequências de até MHz. Com área de visualização de 400, o equipamento especial da espaçonave garante a precisão do georreferenciamento da estação de rádio no solo de até 3 a 5 m, ao mesmo tempo que o tempo de processamento da informação pelos meios de bordo é de 180 s, o que garante alta eficiência.

Os sistemas de reconhecimento óptico e ótico-eletrônico são projetados para vigilância ótico-eletrônica das atividades das forças armadas de um inimigo potencial. Eles resolvem os seguintes problemas:

monitoramento sistemático do estado e da natureza do funcionamento dos objetos estratégicos;

esclarecimento dos resultados do reconhecimento periódico planejado de objetos e territórios estratégicos;

controle da localização e atividades de objetos móveis de forças de ataque estratégico;

esclarecimento imediato de dados sobre a situação em áreas de conflitos locais e situações de crise;

reconhecimento de áreas de manobra de potenciais tropas inimigas;

monitoramento sistemático do envio e movimentação de tropas e equipamento militar;

controle do uso de armas nucleares em territórios e instalações inimigas.

Para detectar, identificar, decifrar e descrever diversos objetos estratégicos, os equipamentos de reconhecimento óptico e óptico-eletrônico devem ter resolução suficientemente alta.

Algumas características são fornecidas na tabela. 1.1.

Da análise da tabela conclui-se que equipamentos com resolução de 3–5 m permitirão a detecção de todos os objetos. Para decodificação e descrição serão necessários equipamentos com resolução de cerca de 0,5 m.

Tabela 1.1 - Resolução necessária dos equipamentos de reconhecimento óptico e óptico-eletrônico, m Detecção de objetos Identificação Descriptografia Descrição Pontes 6 4,5 1,5 0, Estações de radar 3 0,9 0,3 0, Centros de comunicação 3 1,5 0,3 0, Armazéns de materiais 1,5 0,6 0,3 0, Locais 6 2,1 1,2 0, unidades militares Aeródromos militares - 90 4,5 1, Equipamento militar 6 4,3 3 0, bases aéreas Artilharia e tática 0,9 0,6 0,15 0, mísseis Aeronaves 4,5 1,5 0,9 0, Quartel-General 3 1,5 0,9 0, Mísseis superfície-superfície 3 1,5 0,6 0, solo", instalações antiaéreas Navios de médio porte 7,5 4,5 0,6 0, Submarinos em 30 6 1,5 0, Veículos de superfície 1,5 0,6 0,3 0, Campos minados 9 6 0,9 0, Portos 30 15 6 Litorais e áreas 30 4,5 3 1, pousos anfíbios Estradas 9 6 1,8 0, Áreas urbanas 60 30 3 O grupo orbital CS de reconhecimento óptico-eletrônico consiste em 2 4 espaçonaves em órbitas polares baixas (inclinação i = 90-1000;

altura do perigeu Hn = 300 km e apogeu Ha = 1000 km), constelação orbital de satélites de reconhecimento radar - de 2-4 naves espaciais em órbitas circulares (inclinação i = 60-700;

altitude H = 700-800 km).

Os modernos sistemas de reconhecimento espacial terrestre são capazes de processar e apresentar informações aos comandantes de formações militares até um batalhão (divisão), inclusive, de todos os tipos de reconhecimento espacial, exceto reconhecimento fotográfico, em um intervalo de tempo de até 60 minutos.

Uma análise das operações militares dos Estados Unidos e dos seus aliados no Golfo Pérsico e no Iraque em 1990-1991, 1998 e 2003, nos Balcãs em 1998 e no Afeganistão em 2002 permite-nos concluir que os sistemas de informação espacial (inteligência, comunicações, navegação, topografia) e apoio meteorológico) desempenha um papel de liderança no apoio ao combate das tropas. Os acontecimentos no Golfo Pérsico em 1991 (Operação Tempestade no Deserto) tornaram-se a primeira experiência de utilização de meios espaciais em todas as fases da operação. Até 90% das informações sobre as forças armadas do Iraque chegaram às forças da coalizão conjunta a partir de sistemas espaciais para diversos fins. Durante as hostilidades, o OG, composto por 90 espaçonaves, esteve envolvido. As principais tarefas atribuídas aos órgãos de controle do comando espacial na área de conflito estavam relacionadas com reconhecimento, comunicações, navegação, apoio topográfico e geodésico e meteorológico e avaliação dos resultados da destruição de alvos inimigos. O papel mais significativo foi desempenhado pelos meios de reconhecimento espacial dos EUA. No início das hostilidades, a espaçonave de reconhecimento OG incluía espaçonaves, das quais 4 eram espécies (ópticas e radar), e as demais eram de reconhecimento de rádio e eletrônico. O uso do reconhecimento espacial permitiu descobrir quase todas as instalações das forças terrestres, o sistema de base da força aérea, unidades de mísseis, bem como instalações com potencial econômico-militar.

As operações militares nos Balcãs (1998) e no Iraque (2003) foram acompanhadas pela utilização pelos Estados Unidos e seus aliados de cerca de 120 naves espaciais para diversos fins. Os sistemas de comunicação espacial foram utilizados por todos os níveis de comando, incluindo um batalhão (divisão), um bombardeiro estratégico individual, uma aeronave de reconhecimento, uma aeronave de longo alcance detecção de radar AWACS, navio de guerra. Mais de 500 estações de sistemas de comunicação espacial foram implantadas na zona de conflito. Além disso, foi utilizado o sistema internacional de comunicações espaciais Intelsat.

Os sistemas meteorológicos proporcionaram a aquisição de imagens da superfície terrestre com resolução de cerca de 600 m e o estudo do estado da atmosfera para compilação de previsões meteorológicas de curto e médio prazo na área de operações militares, o que fez é possível traçar tabelas de voos planejados e corrigi-las rapidamente.

As forças da coalizão fizeram uso extensivo do campo de navegação criado pelo sistema de navegação espacial Navstar. A utilização das informações de navegação do CNS pelos sistemas de controle de mísseis de cruzeiro garantiu a redução do provável desvio circular de 150 m para 15 m, ou seja, a precisão aumentou 10 vezes.

A experiência de utilização de sistemas de informação espacial domésticos durante a operação antiterrorista na Chechénia também confirmou a importância do apoio espacial para operações militares de tropas.

EM últimos anos, especialmente durante períodos de conflito, foram criados sistemas integrados de inteligência e armas interespécies no nosso país e nos Estados Unidos.

O conceito de utilização conjunta e interligada no tempo e no espaço de sistemas de reconhecimento e destruição da aviação, meios de reconhecimento espacial, integrados num único sistema, é uma etapa qualitativamente nova no desenvolvimento de sistemas de reconhecimento e destruição de alta precisão.

Integração de espaçonaves de informação com sistemas de armas, uso de espaçonaves civis para resolver problemas militares e vice-versa (naves espaciais de uso duplo), foco na criação de espaçonaves pequenas e ultrapequenas, meios altamente manobráveis ​​​​para lançá-las são cada vez mais utilizados no organização e condução da luta armada.

Uma das principais tarefas que os CSR militares modernos devem fornecer é o apoio informativo do espaço para as ações das forças armadas. Isto sugere as duas direções seguintes para o desenvolvimento do CS.

A primeira direção é a criação de um CSR com elevadas características tático-operacionais (precisão, resolução, produtividade, capacidade de sobrevivência, etc.).

A segunda direção é levar a informação espacial aos níveis mais baixos de gestão e, no futuro, a todos os soldados.

A base técnica da primeira direção é a melhoria do componente-chave do sistema espacial - o complexo espacial.

Consideremos brevemente o propósito e a composição do CC.

2 OBJETIVO E COMPOSIÇÃO DO FOGUETE E DO COMPLEXO ESPACIAL Complexo espacial: objetivo e composição das partes principais 2. O complexo espacial é um conjunto de meios técnicos orbitais e terrestres funcionalmente interconectados, projetados para resolver problemas no espaço e do espaço como parte de o sistema espacial.

CC foi projetado para resolver os seguintes problemas:

1) preparação e lançamento da espaçonave em uma determinada órbita;

2) aceitação da espaçonave para controle com base em informações telemétricas sobre a correspondência dos parâmetros orbitais com os valores especificados e o estado dos sistemas de bordo da espaçonave;

3) colocar a espaçonave em operação de voo e descomissioná-la;

4) controle do voo orbital da espaçonave, monitorando o estado e avaliando a qualidade de funcionamento dos sistemas de bordo da espaçonave em voo;

5) realizar tarefas específicas no espaço e preparar informações para entrega ao consumidor;

6) detecção e manutenção de elementos de espaçonaves retornando da órbita, bem como peças destacáveis ​​​​do veículo lançador;

7) manter os gases de escape da espaçonave na composição necessária.

Conforme observado acima, o CQ é parte integrante do CC.

A estrutura do complexo espacial é mostrada na Figura 2.1.

KK KPO OG KA RKK NKU Figura 2.1 – Estrutura do complexo espacial O complexo espacial inclui elementos (componentes) que permitem resolver os problemas anteriores. O componente mais importante do complexo espacial é a espaçonave OG - um conjunto de espaçonaves operando em órbita e destinado a resolver tarefas atribuídas dentro da espaçonave. A composição do GO pode incluir uma ou mais naves espaciais.

Como regra, o nome da espaçonave incluída na espaçonave é atribuído à própria espaçonave. Por exemplo, a espaçonave Comet e a espaçonave Comet.

O controle do voo orbital de uma espaçonave (ou uma unidade orbital (OB), que inclui uma espaçonave e uma unidade orbital), a realização de sessões de comunicação com uma espaçonave e a previsão de locais de pouso para veículos e cápsulas de descida são realizados por um controle de solo complexo. NKU de várias espaçonaves fazem parte do complexo de controle automatizado baseado em terra (GACS). Assim, a NAKU controla todas as naves espaciais (para fins militares, de investigação e socioeconómicos) em todas as fases do voo. NAKU inclui meios móveis e estacionários de troca de software de comando, informações de telemetria e trajetória com espaçonaves, meios de comunicação, bem como meios de coleta e processamento automatizado de informações com o suporte matemático e de informação necessário. As instalações da NAKU estão localizadas no Posto de Comando Central, postos de controle central para vários tipos de naves espaciais, um centro balístico, um centro de processamento de teleinformação e complexos de comando e medição. Para controlar o voo de espaçonaves tripuladas, um Centro de Controle de Voo foi introduzido no NAKU.

A base para o controle de voo de qualquer espaçonave é a missão de voo, que determina a ordem e sequência de operação dos sistemas de bordo da espaçonave, levando em consideração as necessidades emergentes de sua mudança operacional. Podem ser distinguidos três grupos de tarefas de controle de voo de naves espaciais:

1) correção de órbita com base nas informações de trajetória recebidas;

2) realizar manobras de espaçonaves de acordo com a missão de voo;

3) monitorar o funcionamento dos sistemas a bordo de naves espaciais com base em informações telemétricas.

A busca, detecção, pouso e manutenção pós-voo de objetos retornados da órbita (veículos de descida (DS), cápsulas, estágios de veículos lançadores reutilizáveis, estágios superiores, etc.) e sua entrega aos consumidores são realizadas pelo pouso e manutenção complexo. Deve-se notar que o KPO não faz parte de todas as espaçonaves, mas apenas daquelas para as quais é fornecida a presença de elementos retornados da órbita.

Os principais objetivos do KPO são:

busca e detecção de objetos retornados;

abrir o veículo, retirando dele recipientes, cápsulas, blocos e outros objetos com meios de armazenamento;

manutenção pós-voo de itens devolvidos;

desembarque da tripulação do SA da espaçonave e prestação de primeiros socorros (se necessário);

carregar o veículo em um veículo e transportá-lo até seu destino.

KPO inclui aeronaves especialmente equipadas, helicópteros e outros veículos, equipamentos de vigilância nas faixas visível e infravermelha e equipamentos de rádio para recepção e transmissão de informações.

A operação das instalações técnicas do KPO é realizada por pessoal de unidades especiais de busca e subdivisões de cosmódromos.

O complexo espacial e de foguetes fornece soluções para os problemas de operação terrestre de veículos lançadores, espaçonaves e partes superiores do corpo, cuja chave é a preparação do veículo lançador para o lançamento e o lançamento da espaçonave em uma determinada órbita. Em termos da composição quantitativa das naves incluídas na sua composição e da variedade de tarefas a resolver, o RSC ocupa um lugar especial na estrutura do complexo espacial.

A composição e finalidade dos principais elementos do RSC devem ser consideradas mais detalhadamente, uma vez que constituem a base dos objetos da estrutura espacial do cosmódromo.

2.2 Complexo de foguetes e espaço: composição e finalidade dos elementos principais O complexo de foguetes e espaço é projetado para preparar veículos de lançamento, espaçonaves, corpos superiores para o uso pretendido e lançar a espaçonave (OB) em órbita baixa da Terra.

Uma análise das funções desempenhadas pelo RKK mostra que todas elas podem ser divididas em dois grupos:

1) colocar os sistemas de bordo do veículo lançador, da espaçonave e do propulsor em um estado que permita o lançamento do veículo lançador no horário definido, colocando a espaçonave em uma determinada órbita e garantindo o funcionamento da espaçonave em vôo;

2) verificar o estado técnico dos sistemas de bordo do LV, espaçonave, RB e eliminar as avarias detectadas.

A tecnologia de todos os trabalhos realizados durante a operação do RSC é determinada pelo projeto do KSr. O volume e a duração do processo de preparação do veículo lançador, da espaçonave e da parte superior do corpo, o grau de automação do trabalho e o processamento de seus resultados caracterizam a excelência operacional da espaçonave. Ao operar o RSC, as seguintes tarefas são resolvidas:

transporte de veículos lançadores, espaçonaves, partes superiores e componentes do fabricante ou arsenal até o cosmódromo;

armazenamento de LV, espaçonaves, RB e componentes;

preparação de LV, espaçonaves, RB no complexo técnico e montagem do ILV;

transporte do lançador de foguetes até o complexo de lançamento;

preparação do veículo lançador para lançamento no complexo de lançamento, reabastecimento do veículo lançador (e veículo superior) da espaçonave, lançamento do veículo lançador.

O RSC inclui um foguete espacial (durante a sua operação terrestre), técnicos, complexos de lançamento, bem como um conjunto de instrumentos de medição, recolha e processamento de informação e um complexo para queda de partes destacáveis ​​​​do RKN (KPOCH).

Os complexos de foguetes e espaciais são universais e fazem parte de vários complexos espaciais. A aparência técnica do RKK é determinada pelo veículo lançador. O nome do veículo lançador dá nome ao próprio RKK. Por exemplo, o veículo lançador Proton e o Proton RSC.

A estrutura do RKK é apresentada na Figura 2.2.

O KSISO tem como objetivo garantir o controle dos parâmetros do ILV e seus componentes durante a preparação no complexo técnico e no SC, bem como durante o voo do ILV no local de lançamento, processando, documentando e distribuindo informações entre os usuários. As principais funções do KSISO são:

vincular medições a uma única escala de tempo;

coleta, processamento, exibição e documentação automatizada de informações sobre os parâmetros dos sistemas ILV em TC e SK;

medições externas de trajetória na fase ativa do voo ILV (no local de lançamento) utilizando estações de radar;

receber sinais de rádio do sistema de medição de telemetria RKN;

RKK RKN TC SK KSISO KPOCH TC RN TC KA TC RB TC KGCH TC RKN Figura 2.2 – Estrutura do foguete e complexo espacial monitorando o estado e avaliando a qualidade de funcionamento dos sistemas de bordo RKN em voo;

receber um sinal sobre a separação da espaçonave do último estágio do veículo lançador ou estágio superior;

prever os locais de impacto das partes separadas do veículo lançador nas áreas de impacto.

Os equipamentos KSISO estão localizados nos complexos técnicos e de lançamento, no centro de informática do cosmódromo, bem como nas estruturas de pontos de medição (IP), que estão localizados próximos aos complexos de lançamento e ao longo da rota de voo RKN. O número e a localização necessários são determinados pelas condições de monitoramento contínuo do voo do veículo lançador e obtenção de informações ao longo de toda a fase de lançamento até a separação da espaçonave (OB) do veículo lançador. Em alguns casos, as funções do IP podem ser desempenhadas pelo KIC se a trajetória de voo do veículo lançador passar dentro da sua zona de visibilidade. Pontos de medição e um centro de informática formam o complexo de medição do cosmódromo (ICC).

Um IP típico consiste em posto de comando, equipamentos para um sistema de tempo unificado, meios de medição de trajetória e telemetria, meios de comunicação com tripulações de espaçonaves tripuladas, meios eletrônicos pré-tratamento informações, etc. Os pontos de medição transmitem informações através de canais de comunicação para um centro de informática onde são processadas.

O RLV KPOCH foi projetado para buscar elementos separados do ILV (ventiladores da carenagem, estágios gastos do veículo lançador, adaptadores, etc.), inspecionar os locais onde caíram, coletá-los e descartá-los, bem como eliminar as consequências da contaminação da área com componentes de combustível de foguete remanescentes nos tanques do estágio.

A injeção de espaçonaves em órbitas próximas à Terra usando veículos lançadores de vários estágios requer a alienação de áreas de terreno suficientemente grandes localizadas ao longo da trajetória de vôo do veículo lançador para as áreas de impacto das partes destacáveis ​​​​do veículo lançador. Via de regra, áreas de baixa intensidade são utilizadas como áreas de impacto. atividade econômica. Estas áreas na forma de elipses ou polígonos ocupam áreas significativas nos territórios da Rússia, Cazaquistão, Uzbequistão, Turcomenistão, bem como nas águas de Bely e Mares de Barents(para cosmódromos domésticos). Ao entrar nas camadas densas da atmosfera ou diretamente nos locais de impacto, as partes destacáveis ​​​​do lançador de foguetes são destruídas, fazendo com que o local da queda fique exposto aos efeitos ambientalmente nocivos de uma série de fatores, entre os quais o mais significativos são os estreitos do SRT e a contaminação da superfície terrestre com fragmentos das partes destacáveis ​​​​do lançador de foguetes. Até recentemente, a atribuição de terrenos para áreas de queda não encontrava dificuldades sérias. As dimensões das áreas de impacto foram atribuídas com base no princípio de que quase todas as partes destacáveis ​​cairiam nelas. No entanto, os últimos anos têm sido caracterizados por um interesse crescente das autoridades locais e da população que vive nas proximidades das áreas de queda na situação ambiental nessas áreas. Portanto, são urgentes os problemas de eliminação de partes destacáveis ​​​​caídas de lançadores de foguetes, cuja solução requer um enquadramento técnico, metodológico e jurídico adequado.

Os elementos mais importantes do RSC, que garantem a solução dos problemas de operação terrestre de LV, SC, RB até o lançamento do RLV, são os complexos técnicos e de lançamento, que, em essência, constituem a base da infraestrutura espacial instalações do cosmódromo. A necessidade de TC e SC se deve à estratégia de duas etapas adotada para preparar o RKN para uso. O equipamento tecnológico destes complexos é a base sobre a qual é realizada a operação terrestre do ILV. Características detalhadas TC, SK e outros OKI serão apresentados no Capítulo 2.

A classificação do RKK é realizada, via de regra, de acordo com os seguintes critérios:

a) Classe RN:

RSC para lançamento de veículos lançadores de classe leve (RSC “Cosmos”, “Cyclone”, “Start”, “Rokot”);

RSC para lançamento de veículos lançadores de classe média (RSC Soyuz, Molniya, Zenit);

RSC para lançamento de veículos lançadores pesados ​​(RSC Proton, Angara);

RSC universal para lançamento de BTs de diversas classes (RSC projetado para lançamento de BTs da família Angara, que deverá abranger classes de BT leves a pesadas);

RSC para lançamento de veículos lançadores superpesados ​​(RSC Energia, atualmente não em operação);

b) ambiente e localização:

terrestre (Rocket and Space Corporation Start, Soyuz);

subterrâneo ou meu (Rocket and Space Corporation "Rokot");

superfície (RSC "Sea Launch");

submarino (baseado em veículos de lançamento do tipo Shtil de submarinos nucleares);

c) mobilidade:

estacionário (RSC Kosmos, Molniya);

móvel (RSC “Iniciar”, “Shtil”).

O RSC é operado por organizações operacionais da Agência Espacial Federal e do Ministério da Defesa da Federação Russa.

Todos os componentes do RSC acima são projetados para garantir o lançamento de um foguete espacial - o elemento mais importante do RSC. No sistema operacional RSC, é o RLV que é objeto de operação. O ILV (Figura 2.3) inclui o veículo lançador e a seção principal espacial (SCH), que, por sua vez, consiste na espaçonave e no estágio superior (componentes da espaçonave), e na unidade de proteção de montagem (APB), projetada para a conexão construtiva e funcional da espaçonave (e RB) com veículos lançadores e sua proteção contra cargas aerodinâmicas em camadas densas da atmosfera. Os principais componentes do SZB são a carenagem frontal (GO) e o compartimento de transição (TC).

RKN RN KGCH SC RB SZB OB PO GO Figura 2.3 – Composição de um foguete espacial A rigor, o SZB não deveria fazer parte da ogiva espacial, pois é lançado antes da espaçonave (OB) ser lançada em órbita.

O veículo lançador, destinado ao lançamento em órbita de uma espaçonave tripulada, está equipado com um sistema de resgate de emergência, projetado para resgatar a tripulação em caso de acidente do veículo lançador. Como um acidente com um veículo lançador pode ser acompanhado de uma explosão, o sistema exige alto desempenho e remoção imediata da tripulação para uma distância segura. Quando o sistema de resgate de emergência é ativado, quando o lançador de foguetes está no lançador, o veículo de descida, utilizando um motor de foguete de combustível sólido, é separado da espaçonave com uma aceleração de 50-150 m/s2 e elevado a uma altura de 1 -1,5 km, suficiente para ativar o sistema de pouso.

O processo de operação terrestre do lançador de foguetes e seus componentes se deve em grande parte à sua características de design, o que exige um processo bastante longo e trabalhoso de preparação do ILV para lançamento. A seguir consideraremos as características dos veículos lançadores, espaçonaves e partes superiores do corpo, que determinam a tecnologia de sua operação terrestre.

A operação terrestre de veículos lançadores, espaçonaves e partes superiores do corpo determina em grande parte os resultados do uso pretendido. Se durante esta fase nem todas as medidas planeadas forem concluídas ou se forem perdidos defeitos nos sistemas de bordo do veículo lançador, nave espacial e propulsor, isso pode levar à falha na conclusão das tarefas de voo espacial. Veículos orbitais e veículos de lançamento devem ser fornecidos alto nível propriedades que não são exigidas para o uso pretendido, mas que são necessárias para a operação no solo. Em particular, propriedades de LV, SC, RB como capacidade de armazenamento, manutenção, transportabilidade e uma série de outras são realizadas apenas durante a operação em solo e, durante a operação em voo, não são mais necessárias, e a confiabilidade e a durabilidade vêm à tona. De muitas maneiras, essas circunstâncias determinam a aparência de veículos lançadores, espaçonaves e partes superiores de corpos como objetos de operação.

SEÇÃO 2. BÁSICO DE FOGUETES DE LANÇAMENTO, UNIDADES SUPERIORES E VEÍCULOS ESPACIAIS 3 VEÍCULOS DE LANÇAMENTO Informações gerais sobre veículos de lançamento 3. O primeiro satélite da Terra do mundo foi lançado pelo míssil balístico intercontinental R-7 (ICBM) em 4 de outubro de 1957. E já para o voo do primeiro cosmonauta ao espaço (12 de abril de 1961), foi necessário criar o veículo lançador Vostok adicionando um estágio superior, Bloco E, ao ICBM R-7.

Isto deu início à fase de utilização de ICBMs como estágios inferiores dos veículos de lançamento criados - “Voskhod”, “Soyuz”, “Molniya”, “Cosmos”, “Cyclone”, “Proton”. Os americanos seguiram o mesmo caminho. Seu primeiro astronauta, John Glenn, foi lançado em 20 de fevereiro de 1962, usando o Atlas ICBM. Além disso, devido às condições de carregamento mais severas do ICBM Atlas, John Glenn experimentou sobrecargas no OUT duas vezes maiores que Yuri Gagarin.

A escala dos programas espaciais exigiu o desenvolvimento de veículos lançadores especificamente para resolver problemas específicos. O voo tripulado à Lua deu início à criação do único veículo lançador N-1 em nosso país e do Saturn-5 nos EUA. Este foi mais um avanço nas novas tecnologias, no desenvolvimento de novos materiais, na eletrônica (o primeiro computador digital do mundo foi usado em Saturno), na resolução de novos problemas de engenharia em grande escala.

O ponto culminante do desenvolvimento de transportadores descartáveis ​​especializados na URSS foi o veículo de lançamento Zenit. Com sua ajuda, foi possível criar constelações orbitais de espaçonaves em muito pouco tempo. Para tanto, foi desenvolvido um complexo de lançamento totalmente automatizado, que permite o reabastecimento e lançamento do veículo lançador em questão de horas. Tal tarefa estava além das capacidades dos americanos e eles também não nos perdoaram por isso.

Na década de oitenta do século passado, teve início a implementação prática da ideia de sistemas espaciais reutilizáveis ​​​​(ISS). Nos EUA, foi criado o veículo de lançamento parcialmente recuperável do ônibus espacial (primeiro lançamento em 1981), e na URSS, o veículo de lançamento Energia-Buran (1988). O desenvolvimento destes produtos esteve associado a outra revolução tecnológica tanto nos EUA como aqui. Isto é o que explica o custo excepcionalmente elevado da ISS. Mesmo os Estados Unidos não conseguiram lidar com a opressão financeira. Apesar do influxo de cientistas e engenheiros baratos da falida Rússia, não foi possível reduzir os custos do projeto do ônibus espacial a um tamanho aceitável, e o programa foi encerrado em 2011.

A redução dos custos de lançamento de espaçonaves deve ser buscada simplificando a implementação de ideias que aumentem a eficiência dos veículos lançadores. E há muitas dessas ideias, e iremos mencioná-las ao considerar o design do veículo lançador.

A composição típica do veículo lançador é apresentada na Figura 3.1.

Figura 3.1 – Composição típica de um veículo lançador A carroceria é projetada para conectar todos os componentes do veículo lançador em um único todo e forma uma aparência aerodinâmica. No futuro, poderá ser semelhante ao veículo lançador mostrado na Figura 3.2, embora este foguete em si não seja muito diferente em composição de um veículo lançador padrão. O diagrama de um veículo lançador típico de dois estágios é mostrado na Figura 3.3.

O elemento básico de qualquer veículo lançador é o palco.

Figura 3.2 – Projeto do sistema espacial reutilizável (ISS) “Venture Star”

Um estágio é um conjunto de elementos estruturais, combustíveis, motores e sistemas que proporcionam aceleração do veículo lançador e dele são descartados após o esgotamento do combustível. O veículo lançador mostrado na Figura 3.2 possui apenas um estágio, portanto nada é descartado dele. No entanto, este ainda é um sonho inatingível, pelo qual, claro, devemos lutar.

Figura 3.3 – Diagrama de um veículo lançador típico de dois estágios, cujo estágio real é mostrado na Figura -3.4. É feito de forma muito econômica e tem um design mais próximo da etapa mostrada no diagrama.

Os tanques estão incluídos na estrutura de energia, ao contrário do projeto da ISS, onde ficam suspensos.

Figura 3.4 – Terceiro estágio do veículo lançador Soyuz-2

Porém, no diagrama do 2º estágio, os tanques de combustível possuem fundo combinado, o que é ainda mais econômico, mas isso é aceitável para CRT de alto ponto de ebulição, e para componentes criogênicos é melhor utilizar o compartimento intertanque, onde sistema de controle instrumentos podem ser colocados, economizando assim no compartimento de instrumentos. A cauda do 3º estágio do veículo lançador Soyuz é descartada imediatamente após a separação do estágio anterior (também para fins de economia).

O 3º estágio do veículo lançador Soyuz-2 utiliza um motor de foguete de propulsão altamente econômico com câmeras rotativas, que garante o controle do movimento.

A frenagem do estágio esgotado é realizada devido à saída dos gases de pressurização do tanque de oxigênio através de um bico especial. O tanque é pressurizado fornecendo hélio aquecido armazenado em cilindros colocados em oxigênio líquido. Esta solução permite reduzir o peso dos cilindros, uma vez que o hélio em temperaturas criogênicas ocupa um volume significativamente menor.

O estágio em questão constitui uma unidade de foguete separada e é denominado “bloco I”. E o primeiro estágio do veículo lançador Soyuz consiste em quatro blocos de foguetes separados - B, C, D e D. Isso se deve ao fato de que o primeiro e o segundo estágios do veículo lançador Soyuz (Figura 3.5) estão conectados em paralelo circuito (pacote), e o segundo e terceiro – de forma sequencial (tandem).

O circuito sequencial (tandem) é mais adequado para veículos lançadores descartáveis. Ao mesmo tempo, é garantido menor arrasto aerodinâmico do que o do veículo lançador de pacote, os motores de foguete de propelente líquido operam em modos mais próximos do projeto, maior perfeição de massa é alcançada e menos perturbações ocorrem quando os estágios são separados.

O design do pacote nasceu no início da era espacial devido à impossibilidade de criar um motor de alto empuxo necessário para o primeiro estágio de um veículo lançador tandem. Um feixe de cinco blocos trabalhando próximo ao solo resolveu esse problema.

No entanto, foram criados problemas para a segunda fase. Em primeiro lugar, um motor de foguete de propelente líquido projetado para operar no vácuo deve operar próximo ao solo com expansão excessiva e, em segundo lugar, no momento da separação do primeiro estágio, os tanques já estão meio vazios, o que reduz a perfeição de massa.

Figura 3.5 – Layout do veículo lançador Soyuz-2

Ao mesmo tempo, o esquema de pacotes tem sido amplamente utilizado em veículos lançadores modernos, a fim de proporcionar-lhes versatilidade. A instalação de estágios laterais (boosters) aumenta a capacidade de carga útil do veículo lançador. Este princípio é implementado ao criar o veículo lançador Angara baseado no módulo de foguete universal (URM) (Figura 3.6).

Figura 3.6 - Módulo de foguete universal URM - baseado no motor de foguete líquido RD - A família Angara de veículos lançadores inclui veículos lançadores de diversas modificações na faixa de capacidades de carga útil de 2 toneladas (Angara 1.1) a 25 toneladas (Angara A5) em baixa órbita ao nível da Terra (no lançamento do cosmódromo de Plesetsk) (Figura 3.7).

Figura 3.7 – Modelos de veículos lançadores da família Angara

Diferentes versões do “Angara” são implementadas usando um número diferente de módulos de foguete universais (URM-1 - para o primeiro estágio, URM-2 - para o segundo e terceiro) - um módulo URM-1 para porta-aviões de classe leve (“ Angara 1.1 e 1.2”), três para um porta-aviões de classe média (“Angara A3”) e cinco para um porta-aviões de classe pesada (“Angara A5”). O comprimento do URM-1 é de 25,1 m, o diâmetro é de 2,9 m e o peso com combustível é de 149 toneladas. O URM-1 está equipado com um motor de oxigênio-querosene RD-191 e o URM-2 está equipado com um RD-0124a. Para aumentar a eficiência de massa, propõe-se a utilização de um método de transferência de componentes de combustível entre os estágios do foguete para que no momento da separação dos blocos laterais no bloco central os tanques de combustível estejam cheios. Além disso, está sendo considerada a possibilidade de resgatar o URM do primeiro estágio, para o qual está sendo testado o sistema de resgate com base no URM do veículo lançador reutilizável Baikal.

No final dos anos 60 - início dos anos 70. Nos Estados Unidos, começaram os trabalhos para estudar a possibilidade de usar o espaço sideral para conduzir operações de combate no espaço e a partir do espaço. O governo da URSS emitiu uma série de resoluções especiais (a primeira Resolução do Comitê Central do PCUS e do Conselho de Ministros da URSS

“Sobre o Estudo da Possibilidade de Criação de Armas para Operações de Combate no e do Espaço” foi publicado em 1976) o trabalho no país nesta área foi confiado à cooperação de organizações de desenvolvimento lideradas pela NPO Energia. Nos anos 70-80, foi realizado um conjunto de estudos para determinar possíveis formas de criar meios espaciais capazes de resolver os problemas de destruição de naves militares, mísseis balísticos em voo, bem como alvos aéreos, marítimos e terrestres particularmente importantes... .

Para destruir objetos espaciais militares, duas espaçonaves de combate foram desenvolvidas em um único projeto, equipadas com vários tipos de sistemas de armas a bordo - laser (complexo de combate Skif) e mísseis (complexo de combate Cascade). A base de ambos os dispositivos era uma unidade de serviço unificada, criada com base no projeto, sistemas de serviço e unidades da estação orbital da série 17K DOS.

Ao contrário da estação, o bloco de serviço deveria ter tanques de combustível significativamente maiores para o sistema de propulsão garantir as manobras em órbita.

Sistemas espaciais de combate - carga útil da espaçonave Buran:

Sistema "Skif". Designações: 1 - instrumento e compartimento de combustível; 2 - compartimento agregado; 3 - complexo de armas especiais a bordo

Sistema "Cascata". Designações: 1 - unidade base, que inclui os compartimentos do motor e de combustível dos instrumentos; 2 - sistema de armas a bordo; 3 - míssil teleguiado (veja a figura abaixo)

Míssil interceptador teleguiado espacial de combate

O lançamento da espaçonave em órbita deveria ser realizado no compartimento de carga da nave orbital ISS Buran (utilizando o veículo lançador Proton em fase experimental). Foi planejado o reabastecimento dos tanques em órbita utilizando meios também entregues aos dispositivos da ISS Buran OC. Fornecer longo prazo em serviço de combate em órbita e mantendo alta prontidão dos complexos espaciais, foi possível visitar objetos com tripulação (duas pessoas por até 7 dias), inclusive utilizando a espaçonave Soyuz.

A menor massa do complexo de armas a bordo "Cascade" com armas de mísseis, em comparação com o complexo "Skif" com armas a laser, possibilitou um maior suprimento de combustível a bordo da espaçonave, por isso parecia apropriado criar um sistema com um constelação orbital composta por espaçonaves de combate, uma parte equipada com armas a laser e a outra com armas de mísseis. Neste caso, o primeiro tipo de espaçonave seria utilizado para objetos orbitais baixos, e o segundo - para objetos localizados em altitudes médias e órbitas geoestacionárias.

Para destruir o lançamento de mísseis balísticos e suas ogivas durante a fase passiva do voo, a NPO Energia desenvolveu um projeto de um míssil interceptador espacial para o complexo Cascade. Na prática da NPO Energia, este era o foguete menor, mas mais rico em energia. Basta dizer que, com uma massa de lançamento medida em apenas dezenas de quilogramas, o míssil interceptador tinha uma reserva de velocidade característica proporcional à velocidade característica dos foguetes que lançam cargas úteis modernas em órbita de satélite. O alto desempenho foi alcançado através da utilização de soluções técnicas baseadas nas mais recentes conquistas da ciência e tecnologia nacional na área de miniaturização de instrumentação. O desenvolvimento original da NPO Energia foi um sistema de propulsão único que utiliza combustíveis não convencionais não criogênicos e materiais compósitos ultra-fortes. No início da década de 90, devido a mudanças na situação político-militar, os trabalhos de sistemas espaciais de combate da NPO Energia foram interrompidos. Todas as divisões temáticas do Head Design Bureau e a ampla cooperação de organizações especializadas de desenvolvimento do complexo militar-industrial do país, bem como as principais organizações de pesquisa do Ministério da Defesa e da Academia de Ciências estiveram envolvidas no trabalho em complexos espaciais de combate. .

A empresa-mãe do complexo de laser da Skif foi a NPO Astrophysics, a principal empresa soviética de laser. Após a transferência do backlog do Skif da NPO Energia para o Salyut Design Bureau no início dos anos 1980, a nova equipe desenvolveu um projeto para uma estação de laser de combate pesado baseada no espaço, Skif. Em 18 de agosto de 1983, o secretário-geral do Comitê Central do PCUS, Yuri Vladimirovich Andropov, fez uma declaração de que a URSS parou unilateralmente de testar o complexo de defesa antiespacial. No entanto, com o anúncio do programa Iniciativa de Defesa Estratégica (SDI) nos Estados Unidos, o trabalho no Skif continuou e, em 15 de maio de 1987, um protótipo dinâmico da estação laser Skif-DM pesando cerca de 80 toneladas foi testado no espaço. durante o primeiro teste de lançamento do veículo lançador Energia.

Veja também as memórias do projetista-chefe do veículo lançador Energia, BI Gubanov: “Polyus”

Para atingir alvos terrestres particularmente importantes, foi desenvolvida uma estação espacial, baseada na estação da série 17K DOS e na qual deveriam ser baseados módulos autônomos com ogivas balísticas ou do tipo planador. Mediante comando especial, os módulos foram separados da estação, por meio de manobras deveriam ocupar a posição desejada no espaço sideral, seguido da separação dos blocos sob comando para uso em combate. O projeto e os principais sistemas dos módulos autônomos foram emprestados da nave orbital Buran. Como variante da ogiva, foi considerado um dispositivo baseado no modelo experimental do Buran OK (dispositivos da família BOR).

A carga alvo militar para o lançador de mísseis Buran foi desenvolvida com base em uma resolução secreta especial do Comitê Central do PCUS e do Conselho de Ministros da URSS "Sobre o estudo da possibilidade de criação de armas para operações de combate no espaço e do espaço " (1976)

Estação espacial de combate com unidades de choque baseadas na espaçonave Buran

1 - unidade básica; 2 - centro de controle de ogivas; 3 - navio de transporte reutilizável “Zarya”; 4 - módulos de estações de combate com sistemas de mira; 5 - módulos de combate (baseados na fuselagem Buran)

O módulo de combate (veja a figura abaixo) vai para o alvo

Módulo de ataque de combate baseado no espaço:

1 - ponto de encaixe;

2 - parte dianteira da fuselagem (NFF);

3 - compartimento de transição;

5 - bloco do motor de controle de proa;

6 - parte central da fuselagem (MCF);

7 - parte traseira da fuselagem (HF);

8 - portas do compartimento de carga útil com painéis trocadores de calor por radiação

Muito provavelmente (por razões óbvias somos forçados a usar esta frase - “muito provavelmente”), as ogivas, que eram essencialmente bombas nucleares planadoras, deveriam ter sido colocadas de forma compacta no compartimento de carga do módulo de ataque de combate com consoles de asas dobradas em três ... quatro lançadores de ejeção de revólver instalados sequencialmente. A imagem à esquerda mostra um corte transversal do compartimento de carga com as ogivas instaladas em um dos lançadores de torre.

As dimensões do compartimento de carga útil do Buran permitem que até cinco ogivas sejam colocadas em cada unidade rotativa de ejeção, conforme mostrado na figura. Levando em conta a possível manobra lateral de cada ogiva durante a descida na atmosfera de pelo menos mais/menos 1100...1500 km, um módulo de ataque poderia, em pouco tempo, com suas vinte ogivas em manobra, exterminar toda a vida da face do Terra em uma faixa de até 3.000 km de largura.

É assim que ele descreve o uso do combate estação Espacial S. Aleksandrov em seu artigo “A espada que se tornou um escudo” (“Tecnologia para a Juventude”, nº 4/98):

"...O mesmo módulo básico da estação orbital Mir, os mesmos módulos laterais (não é mais segredo que no Spektr, por exemplo, foi planejado testar um sistema óptico para detecção de lançamentos de mísseis... E uma plataforma estabilizada com televisão e câmeras no "Kristal" - por que não uma visão?), mas em vez do "Kvant" astrofísico há um módulo com um complexo de controle de combate. Sob a "bola" do compartimento de transição há outro adaptador no qual estão pendurados quatro módulos (baseados na fuselagem "Buranovsky") com unidades de combate. Esta é, por assim dizer, a “posição inicial”. Ao alarme, eles se separam e divergem em órbitas de trabalho, selecionadas a partir da seguinte consideração: então que cada unidade atinja seu alvo no momento em que o centro de controle sobrevoa.

A fuselagem Buran é utilizada neste projeto de acordo com o princípio “não desperdice nada”: grandes reservas de combustível no sistema de propulsão combinado e um sistema de controle muito bom permitem manobras ativas em órbita, enquanto a carga útil - ogivas - é em um contêiner, escondido dos olhares curiosos, além de fatores adversos do voo espacial.

O que é essencial no contexto da dissuasão estratégica é que este sistema de armas desferirá um ataque direccionado e “cirúrgico”, mesmo que todo o resto seja destruído. Como os submarinos nucleares, ela é capaz de esperar pela primeira salva!"

Divergência de módulos de ataque e liberação de ogivas

Ao criar o Buran, também foi assumido que as ogivas de manobra poderiam ser colocadas não apenas nos módulos de ataque, mas também nas próprias naves orbitais, localizadas em lançadores giratórios dentro do compartimento de carga. É possível que, em caso de necessidade (por exemplo, cancelamento de ordem de uso em combate), o manipulador de bordo do navio possa ser utilizado para devolver os módulos de ataque ao compartimento de carga dos lançadores giratórios para sua manutenção e reutilização, conforme mostrado na figura abaixo.

Existem informações fragmentadas sobre outros aspectos militares do uso de naves orbitais. Em particular, como parte da "resposta assimétrica" ​​ao programa americano " Guerra das Estrelas"(SOI - Iniciativa de Defesa Estratégica) considerou as questões da mineração do espaço próximo à Terra com a ajuda de "Buran" com a criação de uma cortina intransponível para o segmento espacial da SOI. Além disso, na URSS, trabalhos de pesquisa foram realizados com testes experimentais terrestres para a criação de nuvens explosivas orbitais, "limpando" rápida e completamente todo o espaço próximo à Terra de espaçonaves até altitudes de 3.000 km. É claro que, depois disso, o espaço próximo à Terra tornou-se completamente inacessível por vários meses, mas essas medidas deveriam ser usadas apenas durante (ou imediatamente antes) de um conflito militar em grande escala entre a URSS e os EUA. E como você sabe, “eles derrubam a floresta e as lascas voam”...

AGÊNCIA FEDERAL DE EDUCAÇÃO

INSTITUTO DE AVIAÇÃO DE MOSCOVO

(universidade técnica estadual)

filial "Voskhod"

Departamento B-11

INSTRUÇÕES METODOLÓGICAS

sobre o tema: “Foguetes e sistemas espaciais”

Filial "Voskhod" MAI

Protocolo Nº___________

De "___"_________2013

Baikonur 2013

anotação

As orientações têm como objetivo auxiliar os alunos da especialidade 070300 na realização dos trabalhos laboratoriais da disciplina” Aeronaves ».

O trabalho laboratorial baseia-se no estudo da estrutura do cosmódromo e da sua parte constituinte - o RSC. A obra define a composição dos complexos espaciais e de foguetes, sua estrutura e fornece os conceitos fundamentais que moldam a aparência do RSC.

O trabalho laboratorial permite estudar tanto a estrutura do RKK como a sua composição e finalidade funcional.

anotação

Designações básicas 4

Introdução 5

Objetivo de Laboratório 6

1 Complexo de foguetes e espaço: finalidade, estrutura,

classificação, área de posição RKK 7

2 Posição técnica do RKK 11

3 Posição inicial RKK 15

4 Características das cargas atuantes

25 instaladores por sistema de elevação

4.1 Tipos de cargas 25

4.2 Momento de carga 26

4.3 Parte prática 30

5 Relatórios laboratoriais 31

Questões do teste 32

Literatura 33

Designações básicas

KA – nave espacial

KRT – componente de combustível de foguete

RKK - foguete e complexo espacial

RN – veículo lançador

RB – bloco acelerador

SP – posição inicial

TP – posição técnica

Introdução

Ao iniciar os trabalhos de laboratório, o aluno deve estudar cuidadosamente a teoria apresentada no material teórico.

Figura 4 - Esquema da posição inicial do RKK

Antes de instalar o veículo lançador no lançador, a torre de serviço é trazida ao longo de uma ferrovia de bitola especial até o dispositivo de partida. O sistema de polias da torre de serviço garante a transferência do veículo lançador da posição horizontal para a vertical. O ILV é instalado com suportes no lançador. Locais de serviço estão sendo implantados em todo o RKN. As conexões de enchimento do sistema de enchimento KRT BT, os conectores elétricos do NPPEO e as tubulações do sistema de abastecimento de gás são conectados ao BT.

Antes de lançar o ILV, a torre de serviço é retirada do lançador. A instalação de lançamento com a instalação de lançamento do veículo lançador Soyuz é uma estrutura de concreto armado de vários andares, cuja parte superior fica ao nível da plataforma de lançamento, com uma ampla abertura no centro, que se transforma em uma inclinação única duto de gás. Um lançador está localizado no topo da estrutura de lançamento. Quatro treliças de suporte dobráveis ​​são articuladas na parte circular móvel. Depois que o instalador transfere o veículo lançador da posição horizontal para a vertical, as treliças do lançador são trazidas para a unidade de potência do veículo lançador. As partes superiores das treliças são fechadas em um anel de força e a força da gravidade do lançador de foguetes é transmitida através do anel de força para o lançador . COM Ao iniciar o içamento do veículo lançador na partida, a carga do anel de força é retirada e as treliças de suporte se abrem sob a ação de contrapesos, permitindo a passagem do veículo lançador.

Na parte rotativa do lançador estão instaladas duas treliças de serviço com plataformas de serviço semicirculares que, fechadas em torno do foguete, formam um sistema de plataformas de serviço em anel tanto para o veículo lançador quanto para a espaçonave. Para entregar instrumentos, ferramentas, tripulação de lançamento e tripulação de espaçonaves tripuladas, as fazendas são equipadas com elevadores de carga e passageiros. Antes de iniciar, as treliças são retiradas do lançador e baixadas para a posição horizontal.

Na mesma parte rotativa existem mastros de cabos destinados ao fornecimento de conectores elétricos NPPEO, comunicações de gás e drenagem ao BT.

O alinhamento dos principais planos de simetria dos veículos lançadores Cosmos e Soyuz com o plano de tiro durante a mira, ou seja, a rotação do veículo lançador ao longo do azimute de lançamento, é realizado girando a parte rotativa do lançador.

Antes de lançar o veículo lançador Soyuz, os mastros dos cabos são automaticamente desencaixados e dobrados para trás sob a influência de contrapesos.

Características do RSC Proton SC em comparação com o RSC Soyuz SC:

1) O ILV é transportado do TC para o NC através de uma plataforma ferroviária -

1 - Mecanismo de elevação da lança TUA; 2 – áreas de serviço; 3 - lança da unidade de transporte e instalação (TUA)

Figura 5 – Manutenção “Cosmos” no lançador

Nós, a instalação do ILV no lançador é realizada com o auxílio de um instalador estacionário, cuja lança com sistema hidráulico é montada na estrutura de lançamento;

2) O veículo lançador é instalado (e não suspenso) nos suportes hidráulicos do lançador e é fixado na parte inferior com garras mecânicas especiais que seguram o veículo lançador até o lançamento;

3) o sistema de controle do veículo lançador garante sua rotação ao longo do azimute de lançamento na seção vertical de movimento, portanto, não há mecanismo de rotação no lançador;

4) não há mastros de cabos no painel de controle: eles são substituídos por um mecanismo de encaixe, que é um conjunto de placas elétricas e pneumáticas. O mecanismo de encaixe quando us-

1 – elevador; 2 – mastro de cabo; 3 – plataforma; 4 – mecanismo de movimento; 5 – gasoduto flexível; 6 – torre de serviço

o tanque do foguete é conectado às placas de resposta na cauda do veículo lançador, proporcionando contato com mais de cinco mil comunicações elétricas e pneumáticas;

5) o reabastecimento com CRT tóxico é realizado em ciclo fechado, excluindo a liberação ou liberação de vapores de CRT nas dependências da planta e na atmosfera. Os vapores do oxidante são neutralizados quimicamente e os vapores do combustível são queimados.

O RSC Zenit pode realizar lançamentos sem participação humana direta, ou seja, foi criado de acordo com o conceito de “lançamento não tripulado” (Figuras 6 e 7). O transporte do ILV do TC para o SK, a instalação do ILV no PU, a ancoragem das comunicações hidráulicas, pneumáticas e elétricas são realizadas de forma automática. Em termos de automação e segurança, o RSC Zenit não tem análogos no mundo.

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O veículo lançador Start é lançado a partir de um lançador autopropelido (Figura 9), montado em um chassi com rodas multieixos.

O design do lançador e do lançador garante manutenção a longo prazo na posição horizontal. Quando um comando de lançamento é dado, o contêiner de transporte-lançamento com o lançador de foguetes é transferido da posição horizontal para a vertical em 40-50 segundos por meio de um cilindro de potência hidráulica e, em seguida, do acumulador de pressão de pólvora (PAA), localizado no parte inferior do TPK, fornece um “lançamento de morteiro”, ou seja, o PAD ejeta o lançador de foguetes a uma velocidade de 70-80 km/h do TPK - A uma altitude de 25-30 m da superfície da Terra, o motor de propulsão do palco é lançado. A partida do motor principal em altitude elimina quase completamente o impacto do jato de alta temperatura dos gases do motor no lançador, o que reduz significativamente os custos dos trabalhos de reparo e restauração pós-lançamento.

Figura 7 - Instalação do veículo lançador Zenit no lançador:

1 - Suportes hidráulicos TUA; 2 - Barramento da TUA; 3 - mastro de cabo; 4 - cilindros hidráulicos para levantamento da lança TUA; 5 - tubos do sistema de refrigeração

Como a relação empuxo-peso dos foguetes espaciais está na faixa de 1,4-1,8, eles saem lentamente do lançador, portanto, o jato de gases de alta temperatura do sistema de propulsão afeta o lançador por um longo tempo. Para reduzir as cargas térmicas, acústicas e mecânicas na conduta de gás e nos elementos O design PU cria uma cortina de água na zona de chama. No SC RKK

“Proton” e “Zenith” são dotados de proteção dos mecanismos de ancoragem por portas blindadas.

1 – placa de BT embarcada; 2 – bloco de conexão cabo-mastro; 3 – mastro de cabo; 4 – dispositivos de conexão para comunicações para reabastecimento de SRT, hélio e controle de temperatura da cauda de BT; 5 – contrapeso KM

Bloco tecnológico projetado para acomodar equipamentos de teste e partida, sistema de controle remoto para reabastecimento de baixa tensãocomponentes de combustíveis de foguetes e gases comprimidos, bem como para acomodar a tripulação esquerda do posto de controle de lançamento.

Instalações de armazenamento estacionárias KRT - estruturas que abrigam tanques de armazenamento de CRT, sistemas de abastecimento e controle de temperatura de CRT, sistemas de extinção de incêndio e outros equipamentos.

Um foguete espacial, cuja massa de lançamento consiste em 90-95% de SRT de fogo e explosivos, é um objeto de maior perigo na joint venture. Até 20-25% da massa total do MCT pode participar na formação de uma explosão; o resto do MCT é espalhado pela onda de choque

distâncias significativas e forma uma zona de incêndio. Consequentemente, a explosão de um veículo lançador com peso de lançamento de 100 toneladas equivale em potência a uma explosão de ~ 20 toneladas de TNT, e um veículo lançador com peso de lançamento de 700 toneladas equivale a ~ 70 toneladas de TNT.

Ao lançar RLVs na área de posição RKK, são estabelecidas 3-4 zonas de segurança e, dependendo da natureza e do grau de risco em cada zona, a segurança é fornecida regime estrito acesso ao trabalho e sejam tomadas medidas de segurança adequadas.

Características das zonas de segurança durante o lançamento de veículos lançadores superpesados ​​da classe Energia:

1) zona com raio de 2 km com nível de ruído de até 13,5 dB; evacuação de pessoal 2 horas antes do lançamento;

2) área com raio de 5 km com nível de ruído inferior a 120 dB; evacuação 8 horas antes do lançamento;

3) zona com raio de 8,5 km; evacuação 4 horas antes do lançamento;

4) zona com raio de 15 km; evacuação 4 horas antes do lançamento.

Zona administrativa e econômica do RKK destina-se ao alojamento e serviços culturais e de bem-estar do pessoal da unidade lançadora, bem como à colocação de meios técnicos destinados a dotar os edifícios e estruturas do posto técnico de electricidade, calor e água (Figura 10).

4 Características das cargas atuantes no sistema de elevação dos instaladores

4.1 Tipos de cargas

De todas as operações realizadas ao instalar um foguete em uma plataforma de lançamento, a mais trabalhosa e demorada é transferir o foguete da posição horizontal para a vertical, usando o mecanismo de elevação da lança (Figura 1) na lateral do sistema de elevação (LS), ou seja, a lança com o foguete ou a lança com carrinho de transporte e instalação com foguete, o momento de resistência criado por

Bombeiro

Cerca de segurança

Entrada

Figura 10 – Esquema da zona administrativa e económica do RKK (em relação à unidade militar)

peso, cargas inerciais e de vento. A equação dos momentos durante o movimento rotacional do sistema levantado sob a ação do mecanismo de elevação tem a forma

Obtenha o texto completo

Ou

MM = MG + MB + M em + MT, (1)

onde mm - o momento desenvolvido pelo mecanismo de elevação em relação ao eixo de rotação da lança; .

Página - força do macaco hidráulico;

a - braço de macaco hidráulico;

EU - momento de inércia de massa do sistema levantado em relação ao eixo de rotação da lança;

Aceleração angular do sistema levantado;

tamanho da fonte: 14,0pt; altura da linha:150%">И R;

ј - aceleração linear do centro de gravidade do sistema;

R - raio de rotação do centro de gravidade;

MG, MB, M pol, MT - momentos relativos ao eixo de rotação da lança, respectivamente, das forças de peso, das forças de inércia do sistema levantado, da carga de vento que atua sobre o sistema e das forças de atrito nas dobradiças do mecanismo de elevação.

Para calcular os principais parâmetros do mecanismo de elevação da lança, é necessário ter os valores de todos os momentos em função do ângulo de elevação da lança, ou seja,

M G = f 1 (φ), MB = f 2 (φ), Mv = f 3 (φ), M T = f 4 (φ).

Consideremos sequencialmente os métodos para determinar essas dependências.

font-size:14.0pt;line-height:150%;color:black"> 4.2 Momento de carregamento

Momento devido a forças de peso ou momento de carga em função do ângulo a sustentação é determinada a partir das expressões

MG = GRcoé (

ou MG = GXts ( co s(3) M G=f 1 () éé uma onda cosseno, portanto podeser construído graficamente sem calculá-lo ponto por ponto. Esquema definição gráficaM G e traçando a curva M G= f 1 ( SIM B. Da vertical SOBRE D um ângulo e depois um ângulo são deixados de lado AOB, igual ao ângulo de elevação da lança de 900.

Arco ABé dividido em várias partes iguais (geralmente 6 ou 9), e linhas horizontais são traçadas através dos pontos de divisão NÃO. No eixo na escala aceita a partir das coordenadas deos pontos de divisão do arco correspondentes são colocados AB valorestamanho da fonte do canto: 15,0pt; altura da linha: 150%; cor:preto;espaçamento entre letras:-.15pt">Intersecçãohorizontal correspondente

Figura 3 - Diagrama de cálculo para determinação do momento de carga

linhas finais e verticais fornecem os pontos através dos quais a curva passaMG= f 1 ( ).

Figura 4 – Plotagem gráfica da curva de momento de carga

MG muda de sinal e de um momento que impede a ascensão do sistema passa a ser um momento que promove seu posterior movimento. Sob a influência deste momento, o sistema tende a tombar em direção ao elevador, e para evitar isso, deve-se aplicar um momento de resistência ao sistema levantado, equilibrando o momento de carga, garantindo o ajuste principal do sistema para a posição vertical.

5 Relatórios laboratoriais

Para defesa do trabalho laboratorial o aluno deverá apresentar um relatório preenchido de acordo com a ESKD. O volume do relatório deve ser de cerca de 10 folhas em formato A4, podendo ser feito graficamente à mão ou em impressora.

O relatório deverá apresentar:

Folha de rosto;

Introdução;

- conteúdo (parte de cálculo das aulas práticas);

Conclusão;

- bibliografia.

Perguntas de controle

1 Qual é o objetivo do RKK?

2 O que está incluído na estrutura do RKK?

3 Qual é a classificação do RKK?

4 Qual é a área de posição RKK?

5 Qual é a posição técnica do RKK e qual a sua estrutura?

6 Qual é a estrutura do prédio de instalação e testes?

7 Qual é a posição inicial do RKK e qual a sua composição?

8 Qual é o complexo inicial e qual a sua composição?

Lista de fontes usadas

1 Cosmódromo / Geral Ed. . – M.: Voenizdat, 1977. –

312 pp.: doente.

Rolos de medição de nível. - M.: Engenharia Mecânica, 1977.

3 falantes nativos de Uman. Cosmódromos. Ed.

M., Editora Restart+, 2001. – 216 pp.: il.

4 Operação de foguetes e complexos espaciais: curso básico de palestras

/ Em geral Ed. . – São Petersburgo: VIKU im. ,

2001. – 496 p.: il.

5 Automação Karpin para medição e dosagem

Missas. - M.: Engenharia Mecânica, 1971.

6, etc. Medição de massa, volume e

Densidades. – M.: Editora. padrões, 1972.