Двигатель vega


Тест драйв TagAZ Vega - Конструктор “Vega” (Vega 1,6)

Багажник по меркам гольф-класса довольно внушительный. Под полом спрятана полноразмерная запаска. Вся фотосессия

Из чего собран новый автомобиль компании “ТагАЗ”

Пока российские автогиганты кормят нас обещаниями представить совершенно новые современные модели, таганрогская компания создала свое инженерное бюро в Южной Корее и разработала там свой собственный, почти оригинальный автомобиль гольф-класса.

ПОЧЕМУ почти? Потому что очень уж очень много в “Tagaz Vega” деталей и решений, знакомых нам по корейским моделям. Правда, представители ТагАЗа напрочь отказываются говорить, какие автомобили стали “донорами”, заявляя, что это абсолютно оригинальная модель, начиная с дизайна и заканчивая двигателем и платформой.

Может быть, они правы, но лично мне этот автомобиль напомнил конструктор “Lego” – вроде бы что-то новое, но детали те же. Плохого в этом, конечно же, ничего нет – нормальная практика унификации автомобилей. Просто создается впечатление, что “Vega” сделали из “Lego” разных категорий сложности. Что-то позаимствовали от продвинутого “Lego Technic”, а что-то от конструктора для детей с возрастной пометкой “3+”.

Взять хотя бы салон. Отделочные материалы приборной панели выполнены из качественного пластика, достойного современных моделей “Hyundai”, а элементы вроде рукоятки переключения “поворотников” или кнопки электростеклоподъемников, можно встретить на таких бюджетных и уже устаревших машинах, как “Daewoo Matiz” или “Chevrolet Lanos”. Опять же кожаные кресла в топовых комплектациях автомобиля выглядят солидно и дорого, но при этом CD-магнитола формата 2DIN явно отдает дешевизной – такие устанавливают на автомобили китайского производства.

Однако нельзя сказать, что собран этот конструктор неумело. Все прилично, а небольшие неточности в подгонке деталей можно списать на то, что на тесте были машины еще из предсерийной партии.

Большой оригинал

ПО ГАБАРИТАМ новый российский автомобиль сопоставим с корейским “Chevrolet Lacetti” как по длине, так и по базе. Разве что “Vega” шире “Lacetti” почти на десять сантиметров. Внутри, правда, все кажется наоборот. Хотя, в целом, придраться к ширине салона “Vega” нельзя – тут все сравнимо с другими автомобилями гольф-класса. А вот на заднем диване благодаря удачной компоновке просторнее, чем в большинстве аналогов. Здесь “Vega” может поспорить и с более крупным “Ford Focus”, и даже с “Hyundai Elantra”.

Однако сравнение именно с “Chevrolet Lacetti” я начал неспроста. Все-таки с этой машиной у “Tagaz Vega” больше всего общего, в чем я в очередной раз убедился, открыв капот. Под ним красовался 16-клапанный двигатель с шильдиком “ТагАЗ”, который почти точь-в-точь копирует мотор, устанавливаемый на “Lacetti”. Даже расположение бачков, воздушного фильтра и другой подкапотной атрибутики там то же, что и на корейских “Chevrolet”.

– Двигатель – разработка нашего совместного предприятия “TagAZ Korea”. А производится он, разумеется, с нашего разрешения, на одном из корейских предприятий, – тем не менее убеждает меня Геннадий Ряднов, генеральный директор завода ТагАЗ.

По своим характеристикам двигатель “Vega” действительно превосходит мотор “Chevrolet”: 124 л.с. у российского седана против 109 – у “Lacetti”. Но кто сказал, что нельзя взять в качестве донора уже готовый агрегат и доработать его? Впрочем, главное для потребителя – не авторство, а то, как машина с этим мотором едет.

А едет она не так задорно, как можно было бы ожидать от 124-сильного двигателя. Неохотный разгон на старте, после 4.000 об/мин мотор оживает, но “крутить” его дальше уже не хочется: слишком громко, но при этом как-то жалобно он начинает петь. Если же закрыть на это глаза, вернее, заткнуть уши, то можно убедиться в том, что на высоких оборотах “Vega” действительно разгоняется гораздо резвее конкурентов – причина в достаточно высоком крутящем моменте – 173 Нм, в гольф-классе такими показателями могут похвастаться лишь машины с двигателями объемом 1,8 и 2 л.

По-нашему, по-российски ведет себя “Tagaz Vega” на оставшейся в центре столицы брусчатке – “переваривая” ее с завидной проворностью. Внутри пассажиры ощущают лишь небольшую качку и глухое бульк-бульк. Единственное “но”: при скорости более 50 км/ч на неровностях дребезжит крышка небольшого ящика на приборной панели – хотя это ведь тоже по-нашему, по-российски.

Тоже нашел, к чему придраться, включил музыку погромче – и вперед. Тем более что в остальном “Tagaz Vega” не уступает, во всяком случае, корейским аналогам. Зато по цене… Среди просторных седанов гольф-класса с приличным мотором и приемлемым качеством исполнения “Vega” на сегодняшний день – вне конкуренции.

Краткая техническая характеристика “Tagaz Vega”

Габаритные размеры

451,4х174,6х143,6 см

Снаряженная масса

1.300 кг

Двигатель

4-цил., 1.597 куб. см

Мощность

124 л.с. при 5.500 об/мин

Крутящий момент

173 Нм при 4.400 об/мин

Коробка передач

5-ст., мех.

Тип привода

передний

Максимальная скорость

180 км/ч

Автор Алексей АКСЕНОВ Издание Клаксон №19 2009 год Фото фото автора

www.motorpage.ru

РН «Vega» – Журнал "Все о Космосе"

“Вега” на космодроме Куру

Вега (англ. Vega; итал. Vettore Europeo di Generazione Avanzata) — лёгкая ракета-носитель, совместно разрабатываемая с 1998 года Европейским космическим агентством (ESA) и Итальянским космическим агентством (ASI). Ракета названа в честь второй ярчайшей звезды северного полушария.

Характеристика проекта

Предназначение

В последнее время наметилась необходимость вывода спутников массой от 300 до 2000 кг на полярные круговые низкие орбиты. Как правило, это низкобюджетные проекты исследовательских организаций и университетов по наблюдению Земли в научных миссиях, а также разведывательные, научные и любительские спутники. РН такого класса присутствуют в линейке космических носителей разных стран, например, индийская «PSLV», украинский «Днепр» и российский «Рокот», американские «Таурус» и «Фэлкон», китайская «Великий поход-2C».

Планируемая нагрузка

Планируемая полезная нагрузка РН «Вега» составит 1500 кг на полярную орбиту высотой ~700 км. РН разработана для вывода полезной нагрузки на низкую опорную орбиту и солнечно-синхронную орбиту. В первом полёте РН лёгкого класса, должна вывести основную полезную нагрузку — спутник «ЛАРЕС» весом 400 кг, на высоту 1450 км с наклоном орбиты 71,5o. В отличие от большинства одноклассных РН, «Вега» способна выводить сразу несколько космических аппаратов. Основные типы аппаратов, являющиеся потенциальной загрузкой:

  • Микроспутники — до 300 кг;
  • Миниспутники — от 300 до 1 000 кг;
  • Малые спутники — от 1 000 до 2 000 кг.

Стоимость

Сообщается, что удельная стоимость вывода каждого килограмма будет ниже конкурирующих носителей, так как «Вега» использует недорогие технологии, в частности полимерные материалы для корпуса ступеней, снижающих их стоимость и вес, и твёрдое топливо для первых трёх ступеней, снижающее стоимость хранения топлива, заправки и двигателя ступени. Стоимость проекта составила 450 млн €.

Оператор

Единственным оператором РН выступает Европейское космическое агентство.

Оценка проекта, его значение и перспективы

Оценка и значение носителя для Европейского космоса

С появлением РН «Вега» ЕКА получает в свою линейку носитель лёгкого класса и закрывает всю линейку РН всех классов. К этой линейке относятся тяжелый «Ариан-5» и появившийся в распоряжении ЕКА средний российский носитель «Союз-СТ»:

Класс Лёгкий Средний Тяжелый
Масса, т 137 313 777
Длина, м 30 51,1 59
Число ступеней 4 3 2
Топливо РДТТ / НДМГ + АТ керосин + кислород водород + кислород
Полезная нагрузка на НОО, кг 1 500 — 2 000 9 000 — 9 200 16 000 — 21 000
Полезная нагрузка на ССО, кг 4 900 6 200 — 10 500

Значение и цели проекта

  • Возможность вывода небольших спутников разработки европейских институтов на полярную орбиту;
  • Меньшая зависимость европейских космических разработчиков от сторонних космических агентств;
  • Привлечение средств за вывод зарубежных спутников за счет удешевления стоимости вывода и надежности носителя;
  • Исследование новых технологий в области аэрокосмических полимерных материалов и твердотопливных двигателей для ракет-носителей;
  • Получение новых данных об околоземном космическом пространстве, благодаря программе «CubeSat».

Перспективы носителя и развитие конкурирующих лёгких проектов

Потребовалось 25 лет разработки, нескольких отсрочек и более 700 млн €, чтобы европейская бюджетная РН «Вега» была окончательно готова к первому своему полёту.

РН «Вега» — самый маленький из 3 носителей ЕКА. Космическое агентство рассчитывает, что новая ракета сможет удовлетворить запросы рынка по запуску небольших научно-исследовательских спутников и сделает космические исследования доступными для университетской науки. РН будет использоваться в основном для спутников, ведущих наблюдение за поверхностью Земли.

В дальнейшей перспективе планируется выполнить 5 запусков до 2016 года. Их оплатит ЕКА, спутники которого и будут основными грузами РН «Вега» в ближайшие годы. В космос отправятся «Sentinel-2,-3», «Proba-V» и «Aeolus», а также научный спутник для изучения гравитационных волн «LISA-Pathfinder». После 2016-го года ESA будет самостоятельно искать коммерческую нагрузку на рынке. В качестве потенциальных клиентов рассматриваются национальные космические агентства, университеты и коммерческие компании.

После удачного завершения первого запуска РН «Вега» будет выполнять 3—5 миссий в год, а ориентировочная стоимость запуска составит 4—5 миллионов долларов США.

Антарес

Сравнение носителей «Вега» и «Антарес»:

Масса, т 137 240
Длина, м 30 40
Число ступеней 4 2—3
Топливо РДТТ / НДМГ + АТ керосин + кислород
Полезная нагрузка на НОО, кг 1500—2000 7000
Схожие носители

Сравнение «Вега» и схожих действующих носителей:

Класс Лёгкий Лёгкий Лёгкий Лёгкий Лёгкий Лёгкий
Масса, т 137 73 38,555 233 104 107,5
Длина, м 30 27,9 21,3 42 24,3 29,15
Число ступеней 4 4 2 2 2 3
Топливо РДТТ / НДМГ + АТ РДТТ керосин + кислород НДМГ + АТ НДМГ + АТ НДМГ + АТ
Полезная нагрузка на НОО, кг 1500—2000 1320 670 3850 1700 1950—2300

Пусковые площадки

В настоящий момент запуск ракеты осуществляются с площадки ELV космодрома Куру (Французская Гвиана). ELV — Encemble de lancement Vega (с фр. — «Площадка для запуска Веги») была переоборудована из ELA-1 — старой площадки для запуска РН «Европа», Ариан — 2,3. После постройки площадка называлась CECLES и использовалась для запуска РН «Европа-2». Первый запуск с площадки был осуществлен 5 ноября 1971 года. Запуск закончился неудачно. Стартовая площадка была разрушена. В 1979 году площадку восстановили для запуска РН Ариан-1, а 24 декабря 1979 года был осуществлен первый запуск, который прошёл успешно. Площадку назвали ELA, сокращение от Encemble de lancement Ariane (с фр. — «Площадка для запуска Ариан»). 31 мая 1986 года был успешно произведён запуск РН Ариан-2, а 4 августа 1984 года был успешно произведён запуск РН Ариан-3. В 1988 году площадку переименовали в ELA-1, так как была введена в строй ELA-2 для Ариан-4. Эксплуатация Ариан-1 была прекращена 22 февраля 1986, Ариан-2 — 2 апреля 1989 года, Ариан-3 — 12 июля 1989 года. Площадка ELA-1 была разрушена. В 2011 году площадка была восстановлена для проекта «Вега».

Конструкция

Состоит из 4 ступеней, 3 из которых Zefiro-23, Zefiro-9, P80 оснащены твердотопливными двигателями, а AVUM — ЖРД, топливом для которого служит несимметричный диметилгидразин с окислителем азотный тетраоксид. Технологии, используемые в Р80, в дальнейшем будут использованы для разработок РН «Ариан».

Первые три ступени и твёрдое топливо разработаны итальянской компанией «Avio». Каждый из трёх двигателей был дважды протестирован: для оценки дизайна и в окончательной полётной конфигурации. В будущем планируется использование Р80 в качестве второй ступени носителя РН «Ариан-5». В дальнейшем планируется увеличение полезной нагрузки на полярной орбите до 2 000 кг.

Наименование P80 Zefiro 23 Zefiro 9 AVUM
Высота 10.5 м 7.5 м 3.85 м 1.74 м
Диаметр 3 м 1.9 м 1.9 м 1.9 м
Масса топлива 88 т 23.9 т 10.1 т 0.55 т
Тяга (макс) 3,040 кН 1,200 кН 213 кН 2.45 кН
Коэффициент расширения сопла 16 25 56
Время работы 107 с 71.6 с 117 с 315.2 с

Представляет собой одноразовую четырёхступенчатую ракету-носитель легкого класса для беспилотных запусков. 3 из 4 ступеней оснащены твердотопливным ракетным двигателем, а четвёртая — некриогенным ЖРД закрытого цикла.

Р80

Первая ступень РН имеет длину 10,5 м, диаметр 3 м, масса топлива — 88 т, двигатель РДТТ, тяга 3040 кН, коэффициент расширения сопла 16, Время работы 107 с. Изготовлена из поливолокна, сопло двигателя оснащено электроприводом отклонения. 30 ноября 2006 года было успешно завершено первое испытание. 4 декабря 2007 года успешно прошло второе испытание, в результате которого была достигнута тяга 190 тс при длительности работы 111 с, параметры работы двигателя находились в пределах заявленных.

Zefiro 23

Развитие двигателя Zefiro было инициировано компанией «Avio» и профинансировано как «Avio», так и ISA. Является второй ступенью РН «Вега». Изготовлена из углеродно-эпоксидного волокна, а сопло из углеродно-фенольного волокна с углеродно-волоконными вставками. Использование этих материалов обусловлено уменьшением веса конструкции, так и увеличения её прочности. Длина — 7,5 м, диаметр — 1,9 м, масса топлива — 23,9 т, тяга — 1 200 кН, коэффициент расширения сопла — 25, время работы 71,6 с. Первый успешный запуск был осуществлен 26 июня 2006 года в Сальто-ди-Квиро, Сардиния, Италия. Второй запуск 27 марта 2008 года был успешно завершен присвоением квалификации ступени ракеты-носителя.

Zefiro 9

Третья ступень РН имеет длину — 3,85 м, диаметр — 1,9 м, масса топлива — 10,1 т, тяга — 213 кН, коэффициент расширения сопла — 56, время работы 117 с. Первые испытания успешно были проведены 20 декабря 2005 года на полигоне Сальто-ди-Квиро, на юго-восточном побережье Сардинии, Италия. Второе испытание состоялось 28 марта 2007 года в Сальто-ди-Квиро. Однако на 35-й секунде работы двигателя произошло резкое падение внутреннего давления, приведшее к потере тяги. Это было вызвано конструкционными недостатками. 23 октября 2008 года были проведены успешные повторные испытания с модифицированным соплом, зарегистрированном как Zefiro-9A. 28 апреля 2009 года на полигоне Сальто-ди-Квиро были проведены окончательные огневые испытания с присвоением квалификации ступени РН Вега.

AVUM

AVUM (англ. Attitude Vernier Upper Module) — четвёртая ступень РН «Вега». Длина — 1,74 м, диаметр — 1,9 м, масса топлива — 550 кг, тяга — 2,45 кН, Время работы — 315,2 с. Оборудована некриогенным ЖРД закрытого цикла РД-843 с многократным включением. Горючее — несимметричный диметилгидразин, Окислитель — азотный тетраоксид. Ступень оборудована двигателем и авионикой. Содержит основные компоненты авионики РН. Маршевый двигатель РД-843 был разработан КБ «Южное» и изготовлен на ПО «Южмаш».

Vespa

Vespa (англ. (VEga Secondary Payload Adapter)). Система разделения спутников Vespa позволяет выводить полезную нагрузку на две разные орбиты. Она может нести основной спутник весом до 1 тонны на вершине и вторичную полезную нагрузку, массой до 600 килограмм во внутреннем конусе. Является развитием Syldа (фр. SYstème de Lancement Double Ariane), используемой с 1983 года. Спустя несколько минут после старта, в пределах 120-километровой высоты, обтекатель за счет пиротехнического взрыва раскалывается на 2 части и превращается в космический мусор. Этот процесс позволяет спутнику, установленному над распределительным устройством (вторичным адаптером полезной нагрузки), подготовиться к выходу в открытое космическое пространство. По достижении установленной высоты и угла наклона производится выпуск первого спутника. После серии ожогов, которыми управляет бортовой компьютер, распределительное устройство со вторым спутником перемещается к следующей запланированной орбите. По её достижению адаптер вновь раскрывается для высвобождения оставшейся полезной нагрузки.

Первый запуск

13 февраля 2012 года состоялся первый запуск с площадки ELV космодрома Куру.

Все выводимые КА имеют форм-фактор «CubeSat», за исключением «LARES» и «AlmaSAT-1». Первые венгерский, польский и румынский спутники. После этого полёта ЕКА планирует с небольшим перерывом второй полёт, а затем ещё четыре полёта по программе «VERTA».

Подготовка к запуску
  • 13-14 октября 2011 года — первый обзор готовности полёта.
  • 24 октября 2011 года — прибытие в порт космодрома Куру ускорителей и спутника LARES.
  • 7 ноября 2011 года — монтаж первой ступени (Р80).
  • 2 декабря 2011 года — монтаж второй ступени (Zefiro 23).
  • 7 декабря 2011 года — второй обзор готовности полета.
  • 9 декабря 2011 года — монтаж третьей ступени (Zefiro 9).
  • 16 декабря 2011 года — монтаж четвёртой ступени (AVUM).
  • 13 января 2012 года — окончательная проверка готовности РН.
  • 21 января 2012 года — монтаж полезной нагрузки и головного обтекателя.
  • 1 февраля 2012 года — начало обратного отсчёта.
  • 2-7 февраля 2012 года — заправка AVUM.
  • 8 февраля 2012 года — установка РН на стартовом столе площадки ZLV космодрома Куру.
  • 13 февраля 2012 года 10:00 UTC — запуск.

По материалам Wikipedia

aboutspacejornal.net

Украинский двигатель Европейской РН «Вега» | Ракетная и космическая техника

Номер журнала НиТ: 

Автор: 

Шнякин В., Переверзев В., Конох В.

Установка жидкостного ракетного двигателя на ступень ракеты-носителя «Вега» Европейская ракета-носитель «Вега» перед стартом с космодрома Куру Двигатель к РН Вега

…13 февраля 2012 г. в 12.00 по киевскому времени с космического центра CSG в Куру, который расположен во Французской Гвиане, состоялся первый запуск европейской ракеты-носителя легкого класса «Вега». На четвертой ступени ракеты-носителя установлен маршевый двигатель, разработанный Государственным предприятием «Конструкторское бюро «Южное» им.М.К. Янгеля» и изготовленный ГП «Производственное объединение «Южный машиностроительный завод им. А.М. Макарова».Двигатель успешно отработал по заданной циклограмме, ракета-носитель полностью выполнила программу полета: на расчетные орбиты выведено девять спутников…

В составе современной мощной космической ракеты, пожалуй, нет более сложной системы, требующей самой тщательной дорогостоящей отработки, чем жидкостный ракетный двигатель (ЖРД). Недаром некоторые разработчики ракетно-космических комплексов считают конструкторов ЖРД кем-то вроде кудесников, которые освоили то, что непостижимо для других.Действительно, управлять огромной энергией, сосредоточенной в двигателе, энергией, образуемой сгоранием в камере ЖРД нескольких сот килограммов топлива в секунду, давлением нескольких сот атмосфер, температурой в несколько тысяч градусов — это очень сложная задача, над решением которой трудятся наши высококвалифицированные специалисты.Гидравлика, газодинамика, термодинамика, теория теплопередачи, теория автоматического регулирования, механика, динамика и прочность — далеко не полный перечень наук, лежащих в основе теоретического оснащения специалиста по ЖРД.

Начиная с конца 80-х годов, ракетные двигатели выступают на рынке космических технологий в качестве самостоятельного товара. Доля стоимости ЖРД в составе ракеты-носителя (РН) достигает 40%, отработка нового двигателя с учетом стендового и лабораторного оснащения стоит очень дорого. Поэтому страны, желающие создать свои РН, стараются приобрести готовые двигатели, прошедшие полный цикл отработки.

* * *

История развития ракетного двигателестроения на Государственном предприятии «Конструкторское бюро «Южное» неразрывно связана с разработкой ракет-носителей боевого и космического назначения. При создании двухступенчатой ракеты 8К64 возникла необходимость в разработке рулевых двигателей для первой и второй ступеней. Для этого в июле 1958 г. в КБЮ было создано специальное подразделение — «двигательное» КБ.

В отличие от самостоятельных двигательных конструкторских бюро, работавших тогда в СССР, двигательное КБ было создано как разработчик ЖРД только для ракетных комплексов КБ «Южное». Эта особенность наложила отпечаток на все стадии разработки двигателей и определила их высокий технический уровень.Всего в КБ «Южное» было разработано более 40 жидкостных ракетных двигателей различного назначения и девять бортовых источников мощности, предназначенных для питания рабочей жидкостью гидроприводов рулевых агрегатов. В числе созданных ЖРД есть рулевые и маршевые, двигатели специального назначения для верхних ступеней РН, ступеней разведения и разгонных блоков, в том числе и двигательный блок, предназначенный для посадки на Луну, взлета с ее поверхности и вывода пилотируемого модуля на окололунную орбиту.

Кроме того, обеспечено инженерное сопровождение освоения в производстве ГП ПО «Южмаш» завершающей стадии экспериментальной отработки и серийного изготовления 15 наименований ракетных двигателей разработки других КБ, находящихся в России, в основном двигателей разработки Конструкторского бюро энергетического машиностроения (г. Химки Московской области).

Нетрадиционные схемные и конструктивные решения, реализованные в двигателях разработки ГП КБЮ, обеспечили высокие энергомассовые характеристики и широкий диапазон их функциональных возможностей. Эти свойства позволяют и в настоящее время некоторым ЖРД быть лучшими в мире в своем классе, а большой объем экспериментальной отработки с имитацией как штатных, так и нештатных ситуаций, обеспечивает высокую надежность двигателей. Это двигатели с регулируемой в широких пределах тягой, многократными включениями, различными системами подачи компонентов топлива (турбонасосной, вытеснительной, пневмонасосной и комбинированной, т.е. содержащей раздельные ТНА окислителя и горючего для подачи в централизованные источники питания) и бортовые источники мощности для питания рабочей жидкостью гидроприводов рулевых агрегатов. Уникальные характеристики и функциональные возможности двигателей и бортовых источников мощности разработки ГП КБЮ позволяют нам участвовать в международной кооперации по созданию ракетно-космической техники.

Одним из примеров участия нашего предприятия в международной кооперации по разработке ракетно-космической техники является создание двигателя управляющего модуля четвертой ступени европейской ракеты-носителя «Вега».

В девяностых годах итальянская фирма «ФИАТ-Авио» (ныне фирма «Авио») получила от Европейского Космического Агентства заказ на создание четвертой ступени европейской ракеты-носителя (РН) «Вега» космического назначения. Составной частью жидкостной двигательной установки управляющего модуля четвертой ступени был выбран блок маршевого двигателя (БМД), работающий на компонентах топлива — несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и азотный тетроксид (АТ), поступающих в двигатель с помощью вытеснительной системы подачи газообразным гелием.

По предложению «ФИАТ-Авио» в ГП «КБ «Южное» были проведены предварительные проектные проработки, в результате которых была определена конфигурация и получены характеристики БМД, существенно превосходящие по основным показателям характеристики лучших двигателей такого класса, разработанных ведущими зарубежными фирмами.В мае 2003 года фирма «Авио» выдала ГП «КБ «Южное» Техническое задание на разработку блока маршевого двигателя, а в феврале 2004 года «Авио», ГП «КБ «Южное» и ГП «ПО ЮМЗ» подписали Контракт на разработку, изготовление, отработку, квалификацию и поставку в «Авио» летной модели БМД четвертой ступени РН «Вега» с высокими энергомассовыми характеристиками.

Эта цель была достигнута путем создания нового жидкостного ракетного двигателя, существенно отличающегося от предшественников.Блок маршевого двигателя (БМД), входящий в состав управляющего модуля (УМ) четвертой ступени AVUM (Attitude & Vernier Upper Module), представляет собой однокамерный жидкостный ракетный двигатель тягой 250 кгс, многократного включения (до 5 включений в полете). БМД работает на самовоспламеняющихся компонентах топлива — азотном тетроксиде (АТ) и несимметричном диметилгидразине (НДМГ), которые поступают в двигатель с помощью вытеснительной системы подачи, использующей газообразный гелий.В состав двигателя входит пружинный отсечной клапан, установленный в гидравлическом тракте окислителя перед смесительной головкой камеры двигателя для уменьшения импульса последействия при выключении; два электрогидравлических клапана, установленных в гидравлических трактах горючего и окислителя перед камерой двигателя для обеспечения подачи и отсечки компонентов топлива в камеру сгорания при многократных включениях двигателя; два фильтра, установленных во входных гидравлических магистралях; гибкие сильфоны и узел качания.

Разработанный жидкостный ракетный двигатель четвертой ступени РН «Вега» является выдающимся достижением в области проектирования и создания жидкостных ракетных двигателей и кардинально новым шагом, даже в сравнении с лучшими двигателями такого класса, разработанными зарубежными фирмами, в том числе российскими предприятиями «КБ ХИММАШ» и «КБ ХИМАВТОМАТИКИ» (двигатели КРД-79 и РД-0225).

Сравнение характеристик вышеприведенных двигателей показывает, что БМД РН «Вега» существенно превосходит двигатели такого класса по основным показателям (удельному импульсу тяги двигателя, соотношению компонентов топлива, габаритам и массе). Это превосходство достигнуто за счет внедрения в конструкцию БМД РН «Вега» ряда новых оригинальных научно-технических решений.

Высокие энергомассовые характеристики двигателя достигнуты за счет новых научно-технических решений:

Создания высокоэкономичной надежной камеры двигателя на базе лучших достижений отечественного и мирового двигателестроения и реализации в ней нового принципиально иного подхода в организации внутреннего охлаждения с помощью периферийных форсунок смесительной головки и двух, расположенных в определенной последовательности разнокомпонентных поясов завес (окислителя и горючего).

Как правило, в камерах ЖРД, работающих на компонентах топлива АТ + НДМГ при впрыске топлива через форсунки в начале камеры создается низкотемпературный слой с избытком горючего, который размывается основным потоком продуктов сгорания по мере удаления от смесительной головки. Чтобы сохранить низкотемпературный пристеночный слой на самых теплонапряженных участках камеры, включая критическое сечение, во многих камерах осуществляют дополнительно подачу горючего через один или несколько последовательно расположенных поясов завес.

При такой организации внутреннего охлаждения камеры двигателя ощутимо снижение экономичности рабочего процесса, особенно в камерах ЖРД небольших тяг.В камере БМД РН «Вега» на начальном участке камеры сгорания тоже создается периферийными форсунками низкотемпературный пристеночный слой с избытком горючего. Но в отличие от вышеописанных камер, в камере БМД на некотором расстоянии от смесительной головки расположен пояс завесы окислителя. Через этот пояс завесы в пристеночный слой с избытком горючего вводится окислитель в количестве, необходимом для дожигания избытка горючего и создания низкотемпературного слоя с избытком окислителя. При этом окислитель через пояс завесы вводится непосредственно на огневую стенку, так что дожигание избыточного горючего в пристеночном слое происходит по поверхностям контакта пелены завесы и пристеночного слоя, а огневая стенка камеры надежно защищена.

По мере удаления от первого пояса завесы происходит размыв пристеночного слоя с избытком окислителя, защитные свойства его снижаются. Поэтому в начале дозвукового сопла расположен второй пояс, через который в пристеночный слой вводится горючее в количестве, необходимом для достижения избытка окислителя и создания низкотемпературного слоя с избытком горючего на наиболее теплонапряженном участке камеры, включая критическое сечение сопла.Организация внутреннего охлаждения огневых стенок камеры двигателя с помощью двух разнокомпонентных поясов завес, реализованная в камере БМД РН «Вега», защищена патентом Украины.

Обеспечения равномерности выхода компонентов топлива из поясов завес на огневые стенки камеры двигателя путем подачи компонентов топлива в выходные щели поясов завес через тангенциальные отверстия, а из щелей поясов завес — по наклонным каналам специального профиля на одной из поверхностей выходных щелей поясов завес. Кроме того, выходная щель пояса завесы окислителя защищена кольцом-козырьком. Конструктивные решения по завесе окислителя защищены патентом Украины.

Дозирования расходов компонентов топлива через пояса завес с помощью жиклеров, обеспечивающих высокую точность расходов. С этой целью разработаны оригинальные конструктивные элементы на поясах завес для установки в них дозирующих жиклеров.

Создания электрогидроклапана (ЭГК) и отсечного клапана с использованием новых высокоэффективных научно-технических решений, которые защищены патентом Украины.

Разработки математических моделей, проведения расчетов, разработки и внедрения методик, проведения экспериментальных исследований отдельных процессов и систем двигателя.

Проведения динамических и статических испытаний двигателя на ужесточенных режимах, динамических испытаний в составе ступени и принятие корректирующих действий по результатам испытаний.

Реализация вышеуказанных новых научно-технических решений потребовала от изготовителя двигателей — ГП «ПО «ЮМЗ» — разработки дополнительных технологических процессов изготовления двигателя и технологического оснащения производства.

При создании двигателя, проведении отработки и квалификации был реализован комплекс мероприятий по снижению продолжительности и стоимости работ, заключающийся в минимизации материальной части и количества огневых испытаний путем повышения их информативности за счет проведения многорежимных испытаний с большим количеством включений. Так, доводочные огневые испытания двигателя были проведены на двух экземплярах двигателя, квалификационные и дополнительные специальные огневые испытания тоже проведены на двух двигателях — квалификационных моделях КМ-1 и КМ-2 БМД. БМД КМ-1 прошел 13 испытаний при 35 включениях (7 ресурсов) суммарной продолжительностью 3928 секунд (5,66 ресурса). БМД КМ-2 прошел 30 испытаний при 74 включениях (14,8 ресурса) суммарной продолжительностью 3054 секунд (4,4 ресурса).

* * *

Таким образом, впервые в Украине разработан, отработан, квалифицирован и внедрен в серийное производство жидкостный ракетный двигатель с вытеснительной системой подачи компонентов топлива в камеру сгорания. Реализованные в этом двигателе оригинальные научно-технические и конструкторские решения могут стать основой для создания широкого ряда двигателей.

Европейское космическое агентство в ближайшее время запланировало еще три запуска ракеты-носителя. После принятия ЕКА ракеты-носителя «Вега» в эксплуатацию старты ракеты-носителя будут производиться 2-3 раза в год.

Востребованность двигателей ГП «КБ «Южное» на мировом рынке и высокий авторитет их разработчиков в полной мере содействует повышению престижа Украины как высокоразвитой индустриальной державы.

www.nt-magazine.ru

VEGA (ракеты-носителя)

VEGA - ракета-носитель легкого класса, с 1998 года разрабатывается совместно Европейским космическим агентством ( ESA) и Итальянским космическим агентством (ASI). Ракета названа в честь самой яркой звезды северного полушария.

Изначально проект "Вега" разрабатывался с начала 1990-х ASI, как замена РН "Скаут" производства НАСА. 27-28 ноября 2000 года проект "Вега" принят в программу ракеты-носителя (РН) "Ариан".

Первый запуск осуществлен 13 февраля 2012 года, с космодрома Куру ( Французская Гвиана).

1. История создания

Изначально проект Vega (Vettore Europeo di Generazione Avanzata) разрабатывался с начала 1990-х Итальянским космическим агентством, как замена РН Scout производства США. 27-28 ноября 2000 года программа "Вега" принята в программу РН "Ариан".

В начале 1990-х годов ряд европейских государств выступил с инициативой создания легкого носителя, который служил бы дополнением к тяжелому семейства РН Ariane. Итальянское космическое агентство ASI активно продвигал концепцию, основанную на своих предыдущих наработках в области ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ).

Итальянское космическое агентство ASI еще в декабре 1997 г. объявило о том, что в стране разработаны РН семейства Vega ("Beга"), работы по которому велись с 1988 г. фирмой BPD Difesae Spazio. Изначально планировалось увеличить грузоподъемность американской РН Scout-Gl вдвое, оснастив ее двумя твердо-топливными навесными ускорителями РАР от носителя Ariane-4. Для проведения экспериментов по микрогравитации предусматривалась установка возвращается капсулы. Запуски предполагалось осуществлять с плавучей стартовой платформы San Marco, расположенной недалеко от экватора в заливе Формоза у берегов Кении. Стоимость работ оценивалась в 200 млн дол., Первый запуск намечался на 1995 г.

Этот проект, известный как Scout-2 или San Marco Scout, B 1993 г. как чисто итальянский разработка был переделан под технологию РДТТ Zefiro ("Зефир"), созданных на базе ускорителей РАР, но с качающимся соплом. В 1991 г. было проведено четыре стендовых огневых испытания, а проведение 18 марта 1992 г. на военном полигоне в Сардинии первое летное испытание связи из трех двигателей Zefiro было частично успешным. Предполагалось закончить наземные испытания до середины 1995 г. и выполнить два квалификационных полета носителя в конце того же года, с тем чтобы начать эксплуатацию в середине 1996 г.

Однако в 1994 г. график работ был изменен и ракета получила нынешнее название Vega. Кроме основного варианта Vega-KO предлагались варианты К2 и К4 с двумя или четырьмя РДТТ Zefiro как навесных ускорителей, однако в конце концов от ускорителей отказались.

Программа Vega была официально принята ЕКА в июне 1998 г., но финансирование ограничивалось лишь начальным этапом. Дальнейшие шаги требовали одобрения программы министрами государств - членов ЕКА на их встрече в Брюсселе в мае 1999 г. Но тогда к соглашению прийти не удалось из-за разногласий по поводу участия в программе разных стран. Последующий период неуверенности стимулировал ряд переговоров, нацеленных на поиск приемлемого компромисса. Наконец консенсус был достигнут, и работы по проекту легкого носителя продолжены.

Формально проект финансирования программы Vega в объеме 335 млн евро был представлен государствам - участникам ЕКА в декабре 2000 г. Италия является крупнейшим источником финансирования программы (65%), далее следуют Франция (12.43%), Бельгии (5,63%), Испанию (5%), Нидерланды (3,5%), Швейцарии (1,34%) и Швеции (0,8%).

2. Назначение

Планируемое полезная нагрузка РН "Вега" составит 1500 кг на круговую орбиту высотой 700 км.

В последнее время наметилась необходимость вывода на полярные круговые низкие орбиты от 300 до 2000 кг спутников. Как правило, это низкобюджетные проекты исследовательских организаций и университетов по наблюдению земли в научных миссиях, а также разведывательных спутников, научных спутников и любительских спутников. РН такого класса присутствуют в линейке космических носителей разных стран, например, индийская "PSLV", российские "Днепр" и "Рокот", американские "Антарес" и "Фэлкон", китайский "В Жирный текст елико поход-2C".

Ракета предназначена для перевозки небольших полезных нагрузок на орбиту, от 300 до 2000 кг в низкие орбиты или полярные, особенно солнечно-синхронную, Вероятно, будет возможность вывести два-три небольших спутника на различные орбиты, что является редкостью для таких небольших ракет космического назначения.

Arianespace осуществляет маркетинг носителя Вега, как системы, предназначенной для миссии на низкие околоземные и солнечно-синхронные орбиты. Однако в первом квалификационном запуска VEGA должна доставить основным полезной нагрузкой аппарат массой 400 кг, LARES (спутниковое ТВ), на орбиту высотой 1450 км с наклоном 71,5 град.

В рамках первых квалификационных испытаниям планируется вывести на орбиту ряд спутников: LARES; ALMASat 1; AtmoCube; E-Star; Goliat; OUFTI 1; PW Sat 1; UNICubeSat; UWE; XaTcobeo.

3. Оценка проекта, его значение и перспективы

3.1. Оценка и значение носителя Европейского космоса

С появлением РН "Вега" ЕКА получает в свою линейку носитель легкого класса и закрывает всю линейку РН всех классов. К этой линейке относятся тяжелый "Ариан-5" и появился в распоряжении ЕКА средний российский носитель "Союз-СТ":

Вега Союз-СТБ Ариан-5
Класс Легкий Средний тяжелый
Масса, т 137 313 777
Длина, м 30 51,1 59
Число ступеней 4 3 2
Топливо РДТТ / НДМГ + АО керосин + кислород керосин + кислород
Полезная нагрузка на Ноо, кг 1 500 - 2 000 9 000 - 9 200 16 000 - 21 000
Полезная нагрузка на УСН, кг - 4 900 6 200 - 10 500

3.2. Значение и цели проекта

  • Возможность вывода небольших спутников разработки европейских институтов на полярную орбиту;
  • Меньшая зависимость европейских космических разработчиков от посторонних космических агентств;
  • Привлечение средств за вывод зарубежных спутников за счет удешевления стоимости вывода и надежности носителя
  • Исследование новых технологий в области аэрокосмических полимерных материалов и твердотопливных двигателей для ракет-носителей;
  • Получение новых данных о околоземном космическом пространстве, благодаря программе "CubeSat".

3.3. Перспективы носителя и развитие конкурирующих легких проектов

Потребовалось 25 лет разработки, нескольких отсрочек и более 700 млн ?, чтобы европейская бюджетная РН "Вега" была окончательно готова к первому своего полета. РН "Вега" - наименьший из 3 носителей ЕКА. Космическое агентство рассчитывает что новая ракета сможет удовлетворить запросы рынка по запуску небольших научно-исследовательских спутников и сделает космические исследования доступными для университетской науки [1]. РН будет использоваться в основном для спутников, ведущих наблюдение за поверхностью Земли.

В дальнейшей перспективе выполнить 5 запусков до 2016 года. Их оплатит ЕКА, спутники которого и будут основными грузами РН "Вега" в ближайшие годы. В космос отправятся "Sentinel-2, -3", "Proba-V" и "Aeolus", а также научный спутник для изучения гравитационных волн "LISA-Pathfinder". После 2016-го года ESA будет самостоятельно искать коммерческую нагрузку на рынке. В качестве потенциальных клиентов рассматриваются национальные космические агентства, университеты и коммерческие компании.

После удачного завершения первого запуска РН "Вега" будет выполнять 3-5 миссий yf год, а ориентировочная стоимость запуска составит 4-5 миллионов долларов США [2] [3].

4. Конструкция

"Вега" разрабатывается как моноблочная ракета, которая включает три твердотопливные ступени и космическую головную часть (КГЧ) с дополнительной степенью на жидком топливе, расположенную в главном обтекатели (ГО). Три твердотопливных степени выводят КГЧ на низкую орбиту. Жидкостная ступень, называемая "Верхним модулем доводки и ориентации" AVUM (Attitude and Vernier Upper Module), используется, чтобы улучшить точность первичного вывода (компенсировать рассеяния характеристик РДТТ) для "скругления" орбиты и выполнения маневра сведения с орбиты пустой ступени. Модуль также обеспечит управление креном при работе третьей степени и трехосное управления на баллистических участках полета и перед отделения КН.

Первая ступень Вторая ступень Третья ступень Четвертая ступень
Наименование P80 Zefiro 23 Zefiro 9 AVUM
Высота 10.5 м 7.5 м 3.85 м 1.74 м
Диаметр 3 м 1.9 м 1.9 м 1.9 м
Масса топлива 88 т 23.9 т 10.1 т 0.55 т
Тяга (макс) 3,040 кН 1,200 кН 213 кН 2.45 кН
Коэффициент расширения сопла 16 25 56 -
Время работы 107 с 71.6 с 117 с 315.2 с

4.1. Р80

Первая ступень РН имеет длину 10,5 м, диаметр 3 м, масса топлива - 88 т, двигатель РДТТ, тяга 3040 кН, коэффициент расширения сопла 16, Время работы 107 с. Изготовлена ​​из поливолокна, сопло двигателя оснащены электроприводом отклонения. 30 ноября 2006 был успешно завершен первое испытание. 4 декабря 2007 успешно прошло второе испытание, в результате которого была достигнута тяга 190 тс при продолжительности работы 111 с, параметры работы двигателя находились в пределах заявленных.

Первая ступень "Веги" включает в себя новый РДТТ P80 (разработан по параллельной программе), конструктивные элементы, необходимые для соединения с второй ступенью, с наземной инфраструктурой и с ведущим узлом бортового радиоэлектронного оборудования (БРЭО) степени.

Двигатель P80 адаптирован под малую РН Vega, но его масштаб позволяет применить эти технологии на новом поколении твердотопливных стартовых ускорителей для Ariane 5

4.2. Zefiro 23

Развитие двигателя Zefiro было инициировано компанией "Avio" и профинансировано как "Avio", так и ISA. Есть второй ступенью РН "Вега". Изготовлена ​​из углеродно-эпоксидного волокна, а сопло с углеродно-фенольного волокна с углеродно-волоконными вставками. Использование этих материалов обусловлено уменьшением веса конструкции, так и увеличения ее прочности. Длина - 7,5 м, диаметр - 1,9 м, масса топлива - 23,9 т, тяга - 1200 кН, коэффициент расширения сопла - 25, время работы 71,6 с. Первый успешный запуск был совершено 26 июня 2006 в Сальто-ди-Квир, Сардиния, Италия. Второй запуск 27 марта 2008 был успешно завершен присвоением квалификации ступени ракеты-носителя.

Двигатель для второй ступени Vega - удлиненный вариант итальянского РДТТ Zefiro 16, с увеличенной до 24 т массой топлива. Три двигателя Zefiro прошли огневые стендовые испытания (в июне 1998 г., июне 1999 г. и декабре 2000 г.) с положительными результатами. Новый удлиненный РДТТ, известный как Zefiro 23, имеет легкий корпус из КМ, изготовленный путем спиральной намотки углеродной нити с эпоксидным связующим, теплоизоляцию на базе пластика EPDM малой плотности и движимое сопло с гибким шарниром.

Цилиндрическая шашка топлива НТРВ 1912 имеет звездообразный внутренний канал в хвостовой части двигателя. Давление в камере сгорания Zefiro 23 равен 95 бар, максимальная тяга в вакууме - 1200 кН. Сопло имеет диаметр критического сечения 294 мм и степень расширения (геометрическую) примерно 25. Номинальное время работы РДТТ на второй - примерно 71 сек.

Кроме двигателя Zefiro, вторая ступень включает элементы конструкции, необходимые для соединения со смежными ступенькам и ведущим узлом БРЭО. Стыки в "полярных" областях двигателя и межступенчатие фланцы - из высокопрочного алюминия. Переходник между второй и третьей ступенями - алюминиевая цилиндрическая конструкция.

4.3. Zefiro 9

Сравнение ракет носителей VEGA и Ariane-5

Вторая ступень РН имеет длину - 3,85 м, диаметр - 1,9 м, масса топлива - 10,1 т, тяга - 213 кН, коэффициент расширения сопла - 56, время работы 117 с. Первые испытания успешно были проведено 20 декабря 2005 года на полигоне Сальто-ди-Квир, на юго-восточном побережье Сардинии, Италия. Второе испытание состоялось 28 марта 2007 года в Сальто-ди-Квир. Однако, на 35-й секунде работы двигателя произошло резкое падение внутреннего давления, что привело к потере тяги. Это было вызвано конструкционными недостатками. 23 октября 2008 были проведены успешные повторные испытания с модифицированным соплом, зарегистрированном, как Zefiro-9A. 28 апреля 2009 на полигоне Сальто-ди-Квир были проведены окончательные огневые испытания с присвоением квалификации ступени РН Вега.

Двигатель третьей ступени РН Vega - укороченный РДТТ Zefiro 16 из уменьшенной до 9.5 т массой топлива. По конструкции он аналогичен двигателю второй степени.

Давление в камере сгорания Zefiro 9 равен 67 бар, а максимальная тяга в вакууме - 280 кН. Сопло имеет диаметр критического сечения 164 мм и геометрическую степень расширения 56. Возгорание происходит после нескольких секунд стадии пассивного полета (в зависимости от требуемой траектории), после выгорания Zefiro 23. Номинальное время работы РДТТ - приблизительно 116 сек.

Мижступинчатий переходник соединяет Zefiro 9 из AVUM, а также БРЭО и системой безопасности степени.

4.4. AVUM

AVUM (англ. Altitude Vernier Upper Module) - четвертая ступень РН "Вега". Длина - 1,74 м, диаметр - 1,9 м, масса топлива - 550 кг, тяга - 2,45 кН, Время работы - 315,2 с. Оборудована некриогенним ЖРД закрытого цикла с многократным включением. Топливо - несимметричный диметилгидразин, окислитель - азотный тетраоксид. Степень оборудована двигателем и авионикой. Содержит основные компоненты авионики РН.

Верхнюю ступень AVUM включает две секции. В первой установлены элементы двигательной установки (ДУ) АРМ (AVUM Propulsion Module), во второй - отсек оборудования ААМ (AVUM Avionics Module).

APM обеспечивает управление ориентацией и осевую тягу на заключительных стадиях полета "Вега", выполняя следующие функции:

  • управления креном на участке работы третьей и четвертой степеней;
  • управления ориентацией при пассивном полете и на орбите;
  • коррекцию ошибок скорости из-за разброса характеристик РДТТ;
  • импульс скорости для выполнения скругления орбиты;
  • нацеливания спутника;
  • маневр при отделении спутника;
  • отвода пустой ступени с орбиты.

Общая масса топлива - 250 - 500 кг в зависимости от конфигурации РН и планируемой миссии.

КГЧ, кроме ступени AVUM и обтекателя, включает адаптер КН (предполагается использовать существующий адаптер РН Ariane диаметром 937 мм). ГО высотой 7.9 м имеет сложную конструкцию (две композитные углерод-углеродные оболочки и сотовый алюминиевый заполнитель) с цилиндрической частью внешнего диаметра 2.6 м и длиной 3.5 м.

Сброс ГО осуществляется посредством срабатывания замков и удлиненного пиротехнического заряда на участке пассивного полета между работой РДТТ второй и третьей степеней.

Базовая архитектура БРЭО "Вега" соответствует подходу, аналогичного концепции Ariane 5 и включает четыре главных подсистемы:

  • Электропитания и распределения энергии;
  • Телеметрии;
  • Локализации неисправностей и безопасности;
  • Управление полетом и введение полетных заданий.

5. Участие Украины

В 2004 г. Государственное конструкторское бюро "Южное" получило право поставлять ракетные двигатели для европейской ракеты-носителя Vega в рамках контракта с итальянской фирмой Avio [4]. В рамках контракта с компанией Avio (Италия), КБ "Южное" ведет разработку маршевого двигателя VG 143, входящего в состав жидкостной двигательной установки разгонного блока европейской РН VEGA и предназначенного для создания тяги, управления вектором тяги по тангажу и рыскания, осуществления маневрирования разгонного блока, отвод разгонного блока с орбиты [5]. КБ Южное течение четырех лет работало над созданием уникального разгонного блока - жидкостного ракетного двигателя 4-й степени РД-868 Р с тягой 250 кг.

18 июля 2006 в КБ Южное начато квалификационные огневые испытания блока маршевого двигателя VG 143.

13 апреля 2010 ГП ПО ЮМЗ, по чертежам ГП КБ "Южное", собрало и сдало заказчику Первую летную модель блока маршевого двигателя (БМД) управляющего модуля IV ступени ракеты-носителя. БМД упакован в контейнер и будет отправлен в Авио (Италия) в конца апреля 2010 года [6]. Так началась передача серийных двигателей заказчику.

5.1. Этапы выполнения контракта

27 июля 2006 года проведено первое настроечных испытания.

18 июля 2006 в КБ Южное начато квалификационные огневые испытания блока маршевого двигателя VG 143

13 апреля 2010 года началась передача серийных двигателей заказчику.

5.2. Перспектива сотрудничества

Однако европейские разработчики планируют заменить на этой ракете украинских разгонный блок. Сейчас разгонный блок Vega работает на классических высококипящих компонентах, но европейцы хотят отказаться от использования этого токсического, хоть и эффективного топлива. Они намерены перевести разгонный блок на кислород-метановое ракетное топливо. К его производству планируют привлечь Немецкий концерн Astrium. Втім на даний момент планується близько 17 запусків носія в найближчі 5 років. Ці запуски будуть здійснені з використанням українського четвертого ступеня [7].

Планується, що європейська версія четвертого ступеня не буде знижувати енергетичні можливості носія Vega.

6. Стартовый комплекс

На даний момент запуск ракети планується здійснювати з площадки ELV космодрому Куру (Французька Гвіана). ELV - Encemble de lancement Vega (фр. Майданчик для запуску Веги) був переобладнаний з ELA-1 - старої площадки для запуску РН "Європа", Аріан - 2,3. Після побудови майданчик називалася CECLES і використовувалася для запуску РН "Європа-2".

Перший запуск з майданчика був здійснений 5 листопада 1971 року. Запуск закінчився невдало. Стартовий майданчик був зруйнований. У 1979 році майданчик відновили для запуску РН Аріан-1, а 24 грудня 1979 року був здійснений перший запуск, який пройшов успішно. Майданчик назвали ELA-1, скорочення від Encemble de lancement Ariane (фр. Майданчик для запуску Аріан). 31 травня 1986 був успішно проведений запуск РН Аріан-2, а 4 серпня 1984 року був успішно проведений запуск РН Аріан-3. У 1988 році майданчик перейменували в ELA-1, так як була введена в лад ELA-2 для Аріан-4. Експлуатація Аріан-1 була припинено 22 лютого 1986, Аріан-2 - 2 квітня 1989 року, Аріан-3 - 12 липня 1989 року. Майданчик ELA-1 був зруйнований. У 2011 році майданчик була відновлена ​​для проекту "Вега".

Стартовий комплекс ЄКА (Гвіанський космічний центр CSG в Куру, Французька Гвіана) дозволяє виводити КА при різному азимуті пуску (екваторіальні, полярні і проміжні способу). Стартова площадка, відібрана для "Вега", розташована між комплексами для пуску Ariane 4 і Ariane 5. Новий наземний сегмент використовує існуючу інфраструктуру, включаючи стартовий стіл ELA-1, який був спочатку побудований для Ariane 1, і Центр управління Ariane 5. Збірка РН та операції інтеграції будуть виконуватися на стартовому столі в новому пересувному спорудженні BIV (Bailment d'lntegration Vega), яке буде приділятися після заключної збірки. Управління операціями по запуску буде проводитися зі спеціальної кімнати в межах Центру управління Ariane 5 (CDL-3).

7. Конкуренты

Сравнение характеристик РН легкого класса Ракета-носитель Страна Первый полет количество запусков в год (всего) Широта СК Старт. масса, т Масса КН, т Успешных. пусков,% стоимость запуска, млн $ Ноо ? ГПО ССО ? " Дніпро" [8] "Рокот" [10] "Вега" [12] " Циклон-4" [14] " Союз-2.1в" [15] "Ангара 1.2" [16] " Антарес" [17]
Украина / Россия 21.04.1999 1-3 (17) 46 ? / 51 ? 211 3,7 2,3 94% 30,7 [9]
Россия 20.11.1990 1-2 (18) 46 ? / 62 ? 107,5 2,1 1,6 89% 22,5 (? 15) [11]
Европейский союз 13.02.2012 2 (1) 5 ? 137 2,3 1,6 100% (1 пуск) 42 [13]
Украина конец 2013 0 2,3 ? 193 5,5 1,6 3,7 23 ?
Россия Ноябрь 2012 0 62 ? / 46 ? / 5 ? 160 2,8 1,4 ⁴
Россия 2013 0 62 ? 171 3.8
США 06.2012 0 38 ? 240 5,6 4,4
? - высота 300 км, наклонение соответствует космодрома; ? - высота 300 км, наклонение 98 ?; ? - оценка, 2007; ⁴ - высота 835 км

В мировом рынке запуска носители легкого класса Vega по мощности конкурирует с:

  • Taurus от Orbital с 1320 кг (2910 фунтов) на LEO
  • Fulcon-1e от SpaceX из 1010 килограммов до LEO
  • Великий поход Китайской Народной Республики с 1,800-8400 кг LEO.
  • Стрела из России с 1700 кг до LEO
  • Рокот из России с 1950 кг до LEO или 1200 кг до SSO

Примечания

Источники

nado.znate.ru

GA16 VEGA

:

GA16 VEGA

. , .

:

1.

2.

3.

4.

5.

6.

7.

8.

9.

10.

11.

GA16 VEGA

1. .

2. .

3. (14 ) , .

, .

GA16 VEGA

1. . : 20-35 .

2. .

3. . : 22-28 .

, .

GA16 VEGA

1. . : 40-50 .

2. .

3. , . : 40-50 .

, .

GA16 VEGA

1. .

2. .

3. .

4. . : 23-30 . : 10-13 .

5. .

6. , . : 23-30 .

7. .

8. . , .

, . , .

GA16 VEGA

1. .

2. . : 30 .

, .

 

 

1.

2.

3.

4.

5.

6.

7.

8.

9.

10.

11.

12.

13.

14.

15.

16.

17.

18.

19.

20.

21.

22.

 

GA16 VEGA

1. .

2. .

3. .

4. .

5. , :

.

6. .

7. .

8. .

9. . : 222 .

10. . : 222 . : 455 .

11. , . : 222 .

12. ().

13. .

, .

1. .

2. .

3. . : 10-14 .

4. ( ). : 40-50 .

5. , . . : 222 .

6. .

7. .

, .

lectmania.ru


Смотрите также