Použitie: v raketovej a vesmírnej technike a presnejšie ako súčasť vyšších stupňov (RB) kozmická loď vypustené zo základne na vysokoenergetické pracovné dráhy. Podstata vynálezu: RB obsahuje nádrž kryogénneho okysličovadla, toroidnú nádrž (TB) uhľovodíkového paliva, raketový motor na kvapalné palivo (LRE) s držiakom motora umiestneným pozdĺž osi paliva TB, tyčový nosník (SF ) prepojenia okysličovadla a palivových nádrží, ako aj SF na upevnenie užitočného zaťaženia a prechodový priestor na spojenie s predchádzajúcim stupňom kozmickej rakety, pričom nosné uzly SF a prechodového priestoru sú inštalované na vonkajšom prstencovom povrchu. palivového TB a upevňovacieho bodu LPRE - na vnútornej prstencovej stene palivového TB, najmä pomocou radiálnych pylónov ... To umožňuje znížiť hmotnosť RB pomocou palivovej nádrže ako hlavnej pohonnej jednotky v dizajne RB a pripevnením kryogénnej nádrže oxidačného činidla a upevňovacieho bodu LPRE priamo na ňu. 1 wp f-ly, 2 dwg

Vynález sa týka raketovej a vesmírnej technológie a týka sa konštrukcie raketových blokov horného stupňa (horných stupňov) kozmickej lode, ktoré sú súčasťou vesmírnej rakety a sú určené na vypúšťanie rôznych vesmírnych predmetov s užitočným nákladom zo základnej obežnej dráhy do pracovnej výšky. - energetické dráhy. Známy horný stupeň L pre kozmickú loď "Vostok", ktorý obsahuje na spoločnej osi raketový motor na kvapalné palivo (LPRE) a toroidné palivové nádrže s kryogénnym okysličovadlom (kvapalný kyslík) a uhľovodíkové palivo (kerozín), prepojené medzinádržou rámový prenosový priestor a vnútorné výkonové nosníky , pričom motor na kvapalné palivo je umiestnený v strednej časti toroidnej palivovej nádrže, ohraničenej jej vnútornou prstencovou stenou a je namontovaný na výkonovom ráme upevnenom na vnútorných hnacích nosníkoch a na vnútorná prstencová stena toroidnej nádrže okysličovadla je tyčový nosník na upevnenie užitočného zaťaženia.Nevýhodou známeho horného stupňa je prítomnosť rámového medzinádržového priestoru v ňom, čo zvyšuje tepelné straty do nádrže kryogénneho okysličovadla a zhoršuje hmotnosť charakteristiky jednotky. Prevedenie toroidnej nádrže kryogénneho okysličovadla nie je optimálne z hľadiska zabezpečenia skladovacích podmienok pre kryogénnu zložku v priestorových podmienkach vzhľadom na relatívne veľkú plochu nádrže a tiež z hľadiska minimalizácie hmotnosti nádrže z dôvodu na prítomnosť cylindrických vložiek v ňom. Najbližšie k navrhovanému je horný stupeň D pre lunárny vesmírny komplex L1, obsahujúci raketový motor na kvapalné palivo (LPRE), toroidnú uhľovodíkovú palivovú nádrž a guľovú nádrž kryogénneho okysličovadla, prepojené cez rámovú medzinádrž. priestoru, ku ktorému sú pripojené pomocou tyčových nosníkov, keď Tento motor na kvapalné palivo je umiestnený v strednej časti toroidnej palivovej nádrže, ohraničenej jej prstencovou stenou, a je inštalovaný na vlastnom hnacom ráme, upevnenom vnútornom tyčovom nosníku na medzinádržovom priestore, na ktorého vrchnú časť je napojený aj tyčový nosník na upevnenie kozmického objektu a prechodový priestor spájajúci nosný blok s predchádzajúcim stupňom kozmickej rakety Nevýhodou tohto horného stupňa je, že okysličovadlo a palivové nádrže sú navzájom spojené pomocou energetického prvku vyrobeného vo forme rámového medzinádržového priestoru a dvoch koncov tyčí pripevnených na jeho koncoch farmy. To vedie k potrebe posilniť základné časti tohto výkonového prvku, aby sa zabezpečila dostatočná tuhosť konštrukcie, čo je spojené so zvýšením hmotnosti horného stupňa, a teda vedie k zníženiu hmotnosti vypusteného užitočného zaťaženia. na obežnú dráhu. Nevýhodou je tiež upevnenie výkonového rámu motora na kvapalné palivo (uchytenie motora na kvapalné palivo) na rámovom medzinádržovom priestore, výrazne odstránenom od motora na kvapalné palivo, čo vedie k zvýšeniu rozmerov a hmotnosti. vnútorného tyčového nosníka na pripevnenie hnacieho rámu motora na kvapalné palivo k medzinádržovému priestoru. Zároveň, aby sa dosiahla požadovaná tuhosť tejto konštrukcie horného stupňa, sú do nej zavedené ďalšie tyčové ťahadlá, spájajúce výkonový rám motora na kvapalné palivo s toroidnou palivovou nádržou, ktorá ho uzatvára. Cieľom vynálezu je znížiť hmotnosť a zjednodušiť konštrukciu horného stupňa kozmickej lode. Riešenie tohto problému je zabezpečené tým, že v hornom stupni obsahujúcom nádrž kryogénneho okysličovadla, toroidnú nádrž na uhľovodíkové palivo, raketový motor na kvapalné palivo s držiakom motora umiestneným pozdĺž osi palivovej nádrže, výkonový prvok na prepojenie okysličovadla a palivových nádrží, ako aj tyčový nosník na upevnenie užitočného zaťaženia a prechodový priestor na spojenie s predchádzajúcim stupňom kozmickej rakety podľa vynálezu, nosný prvok prepojenia okysličovadla. a palivové nádrže je vyrobený vo forme tyčového nosníka, pričom nosné uzly tyčových nosníkov a prechodového priestoru sú umiestnené na vonkajšej prstencovej stene toroidnej palivovej nádrže a držiak motora je upevnený na vnútornej prstencovej stene palivovú nádrž. V konkrétnom prípade vynálezu môže byť upevňovací bod pre raketový motor na kvapalné palivo pripevnený k toroidnej palivovej nádrži pomocou radiálnych pylónov. Umiestnenie nosných uzlov tyčových nosníkov a prechodového priestoru na vonkajšej prstencovej stene toroidnej palivovej nádrže a upevnenie držiaka motora na kvapalné palivo na vnútornej prstencovej stene palivovej nádrže predurčuje použitie tejto nádrže ako hlavná pohonná jednotka v prevedení horného stupňa. To umožňuje zjednodušiť konštrukciu a znížiť hmotnosť horného stupňa upevnením nádrže kryogénneho okysličovadla s tyčovou farmou priamo na palivovej nádrži, s výnimkou rámového medzinádržového priestoru a prídavnej tyčovej farmy z konštrukcie hornej časti. etapa. Použitie toroidnej palivovej nádrže ako hlavnej pohonnej jednotky horného stupňa umožňuje aj upevnenie držiaka motora, umiestneného v bezprostrednej blízkosti vnútornej prstencovej steny palivovej nádrže, pomocou tyčového nosníka alebo radiálnych pylónov namontovaných na vnútorná prstencová stena nádrže ako spojovací silový prvok. To umožňuje zjednodušiť konštrukciu, zmenšiť veľkosť a znížiť hmotnosť výkonového prvku upevnenia v hornom stupni uloženia motora. Zníženie hmotnosti horného stupňa umožňuje zodpovedajúcim spôsobom zvýšiť hmotnosť užitočného zaťaženia kozmickej lode. Použitie radiálnych pylónov ako nosného prvku na upevnenie motora umožňuje aj dodatočné zvýšenie tuhosti toroidnej palivovej nádrže, čo je veľmi dôležité v prípade použitia pohonnej sústavy s turbočerpacím prívodom paliva do motor na kvapalné palivo, v ktorom je hrúbka plášťa palivových nádrží menšia ako pri inštalácii s objemovým prívodom paliva do motora na kvapalné palivo. ... Obrázok 1 schematicky znázorňuje celkový pohľad na horný stupeň v reze; na obr. 2 umiestnenie nosných uzlov nosníkov a radiálnych pylónov pripevnených k raketovému motoru na kvapalné palivo na toroidnej palivovej nádrži, pohľad A. Horný stupeň obsahuje guľovú nádrž kryogénneho oxidačného činidla 1, toroidnú nádrž na uhľovodíkové palivo 2 a pohon. raketový motor 3 na kvapalné palivo s držiakom kardanového motora 4 umiestneným v strednej časti toroidnej nádrže 2, ohraničenej prstencovou stenou nádrže. Nádrž kryogénneho okysličovadla 1 je pevne pripevnená (zavesená) na toroidnej palivovej nádrži 2 pomocou tyčovej farmy 5 vyrobenej z materiálu s nízkou tepelnou vodivosťou, napríklad titánu alebo sklolaminátu, pričom nosné uzly 6 na upevnenie farmy 5 na nádrži 2 sú umiestnené napríklad na prstencovom ráme 7 inštalovanom na vonkajšej prstencovej stene nádrže v jej rovníkovej rovine. Kardanová zostava 4 uloženia motora je upevnená na toroidnej palivovej nádrži 2 pomocou radiálnych pylónov 8 inštalovaných privarením na vnútornú prstencovú stenu nádrže 2. Horný stupeň obsahuje aj tyčový nosník 9 na upevnenie užitočného zaťaženia (priestor objekt) 10 na uvedenie na obežnú dráhu, ako aj prechodový priestor 11, vyrobený napríklad vo forme tyčového nosníka, na spojenie horného stupňa s predchádzajúcim stupňom 12 vesmírnej rakety. Nosné jednotky 13 tyčovej farmy 9 a podporné jednotky 14 prechodového oddelenia 11, ako aj nosné jednotky 6 farmy 5 na upevnenie nádrže okysličovadla, sú umiestnené na ráme 7 inštalovanom na vonkajšej prstencovej stene. palivová nádrž 2. Palivové nádrže okysličovadla 1 a paliva 2 obsahujú zariadenia 15 a 16 v nádrži, vo vnútri nádrže 1 okysličovadla je tiež balón 17 s nafukovacím plynom. Na spodnom konci palivovej nádrže 2 je tiež inštalovaný blok 18 trysiek systému reaktívneho riadenia horného stupňa. Aby sa znížila hmotnosť pylónov 8, môže sa v nich urobiť perforácia. Pretože hlavný motor 3 horného stupňa je upevnený na vnútornej prstencovej stene toroidnej palivovej nádrže 2, na ktorej vonkajšej prstencovej stene sú nosné uzly 6 a 13 tyčovej farmy 5 na upevnenie nádrže okysličovadla a tyčovej farmy. 9 na upevnenie nákladu, keď kozmická loď letí zo základnej obežnej dráhy na pracovnú.Na obežnej dráhe hrá palivová nádrž 2 úlohu hlavnej pohonnej jednotky prístroja. Umiestnenie nosných uzlov 14 prenosovej priehradky 11 na vonkajšej prstencovej stene palivovej nádrže 2 robí z tejto nádrže hlavnú hnaciu jednotku pri vypúšťaní kozmickej lode na základnú obežnú dráhu vesmírnou raketou. V tomto prípade, v prípade použitia pohonného systému v hornom stupni z výtlačného zariadenia s výtlakovým prívodom paliva do motora na kvapalné palivo, pevnostné vlastnosti palivovej nádrže umožňujú jeho použitie ako hlavnej pohonnej jednotky motorového vozidla. kozmickej lode bez posilnenia jej konštrukcie. V prípade použitia pohonného systému s turbočerpacím systémom prívodu paliva je potrebné spevniť plášť palivovej nádrže v miestach, kde sú na nej inštalované podporné jednotky. RSC Energia vypracovala technické návrhy konštrukcie horného stupňa vyrobené podľa vynálezu. Horný stupeň je určený na vynesenie nákladu na vysokoenergetickú obežnú dráhu po jeho vynesení na strednú základnú dráhu kozmickou raketou typu Molnija alebo Sojuz. V hornom stupni bol použitý pohonný systém s objemovým prívodom paliva do motora na kvapalné palivo, čo spôsobuje zvýšenie pevnostných charakteristík palivových nádrží, preto konštrukcia palivovej nádrže v miestach uchytenia nosných uzlov väzníky, prechodový priestor a uloženie motora sa nerobili. V tomto konkrétnom prípade aplikácia vynálezu umožnila zvýšiť hmotnosť užitočného zaťaženia kozmickej lode o 10 % v porovnaní s použitím horného stupňa vyrobeného podľa známej schémy (prototyp).

Nárokovať

1. Horný stupeň obsahujúci nádrž kryogénneho okysličovadla, toroidnú nádrž na uhľovodíkové palivo, raketový motor na kvapalné palivo s držiakom motora umiestneným pozdĺž osi palivovej nádrže, energetický prvok na prepojenie okysličovadla a palivovej nádrže, ako aj tyčový nosník na upevnenie užitočného nákladu a prechodový priestor na spojenie s predchádzajúcim stupňom kozmickej rakety, vyznačujúci sa tým, že energetický prvok prepojenia okysličovadla a palivových nádrží je vyrobený vo forme tyčového nosníka, pričom podpera uzly tyčových nosníkov a prechodového priestoru sú umiestnené na vonkajšej prstencovej stene toroidnej palivovej nádrže a držiak motora je pripevnený k vnútornej prstencovej stene palivovej nádrže. 2. Blok podľa nároku 1, vyznačujúci sa tým, že držiak raketového motora na kvapalné palivo je pripevnený k toroidnej palivovej nádrži pomocou radiálnych pylónov.

Najdôležitejšou súčasťou systému nosnej rakety sú horné stupne (RB), nazývané aj medziorbitálne remorkéry. Horné stupne zabezpečujú pohyb vypúšťaných nákladov z obežnej dráhy na obežnú dráhu alebo ich smer na odletové a medziplanetárne trajektórie. Na to musí byť RB schopný vykonať jeden alebo niekoľko manévrov spojených so zmenou rýchlosti letu, pri ktorých sa v každom prípade predpokladá zapnutý hlavný motor. Medzi týmito inklúziami nasledujú dlhé (až niekoľko hodín) úseky pasívneho letu po transferových dráhach alebo trajektóriách. Každé odpaľovacie zariadenie rakiet teda musí mať opakovane použiteľný výletný motor, ako aj dodatočný raketový systém alebo pohonný systém, ktorý zabezpečuje orientáciu a stabilizáciu pohybu odpaľovacieho zariadenia s kozmickou loďou a vytvára podmienky na spustenie výletného motora. V tomto prípade môže byť prevádzka jeho motorov riadená z riadiaceho systému kozmickej lode aj z autonómny systém riadenie samotného RB. V druhom prípade musí mať špeciálny prístrojový priestor na jeho umiestnenie.

Horný stupeň "DM" je určený na použitie na LV "Proton-K", "Proton-M" a "Zenit-3". V roku 1974 horný stupeň D, vytvorený koncom 60. rokov, prešiel prvými letovými testami na vypustenie kozmickej lode na geostacionárnu obežnú dráhu. na lunárnu expedíciu. Následne bol modernizovaný a od roku 1976 sa jeho modifikácia, blok „DM“ používa na štart kozmickej lode na GSO.

Pri spustení kozmickej lode do GSO môže LV fungovať podľa dvoj- alebo trojpulzovej schémy. V tomto prípade sa v závislosti od zemepisnej dĺžky polohy kozmickej lode v GSO mení čas strávený RB na stredných obežných dráhach a podľa toho sa celkový čas letu, ktorý môže byť od 7 do 21 hodín Počas letu môže RB fungovať buď úplne autonómne, alebo byť riadený rádiovými kanálmi zo Zeme.

Motor horného stupňa RD-58M LPRE viacerých štartov s napájacím systémom turbočerpadla je vyrobený podľa schémy s dodatočným spaľovaním oxidačného plynu. Poháňané zložkami paliva: okysličovadlo - kvapalný kyslík, palivo - petrolej (RG-1). Motor je namontovaný v kardanovom závese na vnútornej vrstve dvojvrstvového nosníka. Táto inštalácia motora umožňuje ovládať kanály sklonu a vybočenia. Na ovládanie rolovania sa používa otočná tryska napájaná horúcim generátorovým plynom. RD-58M LPRE tiež obsahuje viacnásobnú štartovaciu jednotku a pneumaticky ovládané automatizačné jednotky. Okrem toho má RB dva motory systému podpory štartu, ktoré sú upevnené na spodnom dne palivovej nádrže a sú navrhnuté tak, aby vytvorili počiatočné axiálne preťaženie. Zapínajú sa pred spustením hlavného raketového motora. Na zamedzenie tepelného účinku vytekajúceho prúdu plynu na konštrukčné prvky a raketový motor na kvapalné palivo je použitá spodná ochrana, ktorou je rám zvarený z rúrok, pokrytý EVTI.

Prístrojový priestor je vyrobený vo forme utesneného toroidného kontajnera a je upevnený na vnútornej a vonkajšej vrstve horný krov. Kontajner je delený a obsahuje zariadenia riadiaceho systému, ako aj tepelný riadiaci systém vzduch-kvapalina. Horný stupeň „DM“ je vybavený kužeľovými a valcovými adaptérmi, ktoré ho spájajú s nosnou raketou. Pri oddelení RB od tretieho stupňa LV sa oddelí kužeľový adaptér spolu so stolíkom a po chvíli sa vyhodí aj valcový adaptér. Hmotnosť suchého bloku bez prvkov na zhadzovanie je 2200 kg, maximálna dĺžka je 6,26 m, maximálny priemer je 4,1 m, hmotnosť MCT a plynov je 15 095 kg.

Horný stupeň "Fregat" bol vytvorený v NPO pomenovanom po S.A. Lavočkin na použitie v nosnej rakete Sojuz-2. Umožňuje až 20 štartov hlavného motora za letu a na palube má rezervu paliva až 5350 kg. Raketový motor poháňa palivové komponenty AT + NDMG. Palivo je umiestnené v štyroch guľových nádržiach. Ďalšie dve rovnaké guľovité nádoby sa používajú ako nádoby na nástroje. Všetkých šesť gúľ je umiestnených okolo hnacieho motora, ktorého kamera je namontovaná v kardanovom závese. Silový rám kardanu je pripevnený k štyrom konzolám, z ktorých každá je privarená k zodpovedajúcej palivovej nádrži. Na RB "Fregat" je tiež pohonný systém pre orientáciu a zabezpečenie spustenia hlavného motora. Jeho práca je založená na katalytickom rozklade hydrazínu, ktorého zásoba (-85 kg) je umiestnená v dvoch malých guľovitých nádržiach. Preplňovacie nádrže, ktoré zabezpečujú výtlak všetkých komponentov paliva, sú realizované héliom. Prvý štart odpaľovacieho zariadenia rakiet Fregat v rámci programu letových testov sa úspešne uskutočnil 9. februára 2000 ako súčasť nosnej rakety Sojuz.

V GKNPT ich. M.V. Khrunichev, bol vytvorený horný stupeň Briz-M, ktorý má nahradiť jednotky série D / DM a použiť ich ako súčasť nosných rakiet Proton-K a Proton-M. Nový horný stupeň zvýši hmotnosť nákladu dodaného na geostacionárnu dráhu až na 3 tony.Od roku 1999 RB "Briz-M" prechádza letovými skúškami.

RB "Breeze-M" pozostáva z centrálnej jednotky a okolitej vysypanej toroidnej prídavnej palivovej nádrže. Palivový priestor je valcový s kombinovaným dnom v prednej časti nádrže okysličovadla. Horné dno nádrže okysličovadla je guľovité a spodné má zložitý tvar a tvorí pologuľovitý výklenok. Tento výklenok prechádza palivovou nádržou a je tvorený vnútorným kužeľovým plášťom nádrže. Kužeľový plášť je privarený v hornej časti k spodnému guľovitému dnu nádrže okysličovadla a v spodnej časti k spodnému guľovitému dnu palivovej nádrže.

Udržiavací raketový motor, ktorý je možné zapnúť viackrát (najmenej 10), je inštalovaný vo výklenku vnútri palivovej nádrže centrálnej jednotky. Nízkoťahové raketové motory pracujúce na rovnaké pohonné látky ako hlavný motor zabezpečujú orientáciu a stabilizáciu RB počas autonómneho letu, ako aj natlakovanie paliva v nádržiach pri naštartovaní hlavného motora. Inerciálny riadiaci systém inštalovaný v prístrojovom priestore zabezpečuje letové riadenie Briz-M RB a jeho palubných systémov. RB je vybavená aj napájacím systémom a zariadením na zber telemetrických informácií a na externé meranie trajektórie. Pri vytváraní RB "Breeze-M" veľká pozornosť bol zaplatený za zlepšenie jeho prevádzkových vlastností. Plánuje sa teda najmä doplnenie paliva do RB komponentmi paliva v továrni, po ktorom bude nasledovať ampulizácia jednotky.

Základnou črtou konštrukcie RB "Breeze-M" je použitie mnohých systémov a zostáv z RB "Breeze-KM", vytvorených pre nosnú raketu "Rokot". Na zvýšenie nosnosti RB „Breeze-M“ používa okrem hlavných na centrálnej časti jednotky aj vysypané toroidné palivové nádrže. Kyslíkovo-vodíkový horný stupeň (KVRB) sa vyvíja v GKNPTs im. M.V. Chrunichev na použitie s nosnou raketou Proton-M a v budúcnosti s nosnou raketou ťažkej triedy Angara. Vytvorenie KVRB si vyžiadalo vypustenie sľubných ruských kozmických lodí na vysoké obežné dráhy a rozšírenie ponuky služieb na trhu komerčných štartov. Prototypmi tohto bloku boli nerealizovaný projekt Štátneho výskumného a výrobného vesmírneho centra pomenovaného po V.I. M.V. Khruničeva z kryogénneho horného stupňa Shtorm a kyslíkovo-vodíkovej jednotky 12 KRB vytvorenej pre indickú nosnú raketu GSLV.

Pri návrhu KVRB bolo vyvinutých niekoľko jeho variantov aj pre použitie v nosných raketách Zenit a Arian-5, no tieto možnosti si zatiaľ nenašli svojich zákazníkov. KVRB je vyrobený podľa jednostupňovej schémy a pozostáva z horného adaptéra, priestoru nádrže, motorového priestoru a medzikusu medzi KVRB a nosnou raketou. Nádrže KVRB - nosné, sú umiestnené v sérii: zhora - nádrž na kvapalný kyslík, zospodu - nádrž na kvapalný vodík.

Riadiaci systém a palubný merací komplex KVRB sú vytvorené na báze podobných systémov horného stupňa "Briz-M". Elektronické bloky týchto systémov sú namontované na hornom adaptéri. Adaptér má aj dokovací prvok pre inštaláciu na kozmickú loď KVRB ruskej aj zahraničnej výroby. Zvažujú sa dva varianty hlavného motora KVRB: RD-0146 vyvinutý KBKHA a KVD-1M vyvinutý KBHM. Motor RD-0146 je vytvorený na základe Americký motor RL10A-4-1 spoločne od KB Chemical Automatics a Pratt & Whitney. Motor sa bude vyrábať vo Voroneži. Hlavný motor má ťah v prázdnote cca 10 tf. Je namontovaný v kardanovom závese na ovládanie smeru vektora ťahu v stúpaní a vybočovaní. Na ovládanie otáčania sú nainštalované dve riadiace mikromotorové jednotky.

Motor je možné naštartovať viackrát, aby sa užitočné zaťaženie dostalo do daného bodu. Dištančná vložka motorového priestoru umožňuje jednotke, s minimálnymi zmenami, pripojiť sa k nosným raketám Proton-M, Angara a iným nosným raketám. Tankovanie PHM, stlačených plynov, zabezpečenie teplotné režimy požiarna bezpečnosť, elektrické pripojenia sa vykonávajú prostredníctvom odnímateľných palubných konektorov umiestnených na samotnej jednotke. Počet diaľnic a elektrických spojení s nosnou raketou je minimálny, čo zjednodušuje prispôsobenie RB rôznym nosičom.

Hlavným výrobcom KVRB bude Rocket and Space Plant (RKZ) GKNPTs im. M.V. Khruničev. Práce na návrhu dizajnu sa vykonávajú v úzkej spolupráci s technologickými službami závodu a konštrukčnou kanceláriou Salyut, pretože niektoré potrebné technológie už zvládla pilotná výroba konštrukčnej kancelárie Salyut pri výrobe 12KRB Indian. blokovať. Nádrže a časť konštrukcie bloku sú pokryté kombinovanou tepelnou izoláciou a celý blok je umiestnený pod kapotážou hlavy. Priestor medzi KVRB a kapotážou je rozdelený membránami na niekoľko zón pre zaistenie požiarnej bezpečnosti a požadovaných teplotných podmienok.

Jedným z prvých experimentov vo vesmíre bolo fotografovanie Zeme, ktoré ukázalo, koľko môže dať pozorovanie z vesmíru na objavovanie a rozumné využívanie prírodných zdrojov. Úlohy vývoja komplexov pre foto- a optoelektronické snímanie Zeme, mapovanie, výskum prírodných zdrojov, monitorovanie životného prostredia, ako aj vytváranie nosných rakiet strednej triedy na báze rakiet R-7A plní bývalá pobočka č. OKB,...

V Španielsku sa pod vedením Španielskeho národného inštitútu pre leteckú technológiu INTA, financovaného ministerstvom obrany, vyvíja projekt trojstupňového ľahkého nosiča na tuhé palivo Capricornio (Capricorn) na štart malých kozmických lodí. Prvým stupňom nosnej rakety je americká raketa Castor-4B na tuhé palivo a horné stupne sú španielskeho dizajnu. Nosná hmotnosť nosnej rakety, ktorá má dĺžku 18,25 m, je 15 t. Nosná raketa je schopná štartu do nízkej blízkosti...

Súčasná reštrukturalizácia amerického leteckého priemyslu je najväčším procesom v povojnovej histórii. Od roku 1990 sa uskutočnilo viac ako 30 fúzií a akvizícií. To zahŕňa veľké akvizície niektorých spoločností určitých divízií iných firiem, ako aj zlúčenie samotných korporácií s cieľom vytvoriť firmy s novým názvom. Bolo by však príliš zjednodušené uvažovať o udalostiach, ktoré sa odohrávajú v zahraničnom letectve...

Základné údaje získané z vesmíru sú mimoriadne dôležité pre pochopenie procesov v hlbokom vesmíre a ich vplyvu na Zem. Možnosť mimoatmosférických pozorovaní je pre astronomický výskum mimoriadne dôležitá. Zemská atmosféra, pozostávajúci z dusíka, kyslíka a iných plynov, silne pohlcuje žiarenie hviezd a pozemné teleskopy ho môžu pozorovať v úzkych spektrálnych priehľadných oknách. Medzitým hviezdy vyžarujú vo veľmi ...

Vývoj orbitálnych vozidiel na rôzne účely sa vyznačuje nárastom v všeobecná úroveň ich spotrebu energie, a teda pomer výkonu k hmotnosti a následne dobu aktívnej existencie. Najmä úroveň spotreby energie palubných reléových zariadení a servisných systémov novej generácie geostacionárnych komunikačných kozmických lodí bude až 5-10 kW pri pomere výkonu a hmotnosti 1,4-2,0 W/kg, čo je približne 2- 3-krát vyššie ako zodpovedajúce ukazovatele domáceho ...

Konštrukčný návrh a systémy rádiového inžinierstva nízkopriestorovej kozmickej lode hlbokého vesmíru sa vyznačujú množstvom významných znakov spojených s veľkými vzdialenosťami a povahou pohybu lunárnych a medziplanetárnych vesmírnych staníc. Vo vzdialenostiach presahujúcich stovky tisíc kilometrov zdanlivý pohyb kozmickej lode na oblohe pripomína pohyb planét: počas komunikačnej relácie sa poloha kozmickej lode vzhľadom na hviezdy pre pozemného pozorovateľa prakticky nemení. Uhlové súradnice...

Základným dokumentom súvisiacim s problémom udržania stabilného ekologického stavu kozmického priestoru je zmluva o kozmickom priestore (1967). Článok 1 tejto zmluvy stanovuje vykonávanie vesmírnych aktivít takým spôsobom, aby nebránili ani neporušovali práva iných krajín na mierový prieskum vesmíru. Článok 4 zmluvy zdôrazňuje, že štáty sú medzinárodne zodpovedné za národné aktivity v ...

Odstúpenie Sovietskeho zväzu 4. októbra 1957 umelý satelit obiehať okolo Zeme znamenalo začiatok vesmírnych pretekov, ktoré teraz dosiahli nevídané rozmery. V počiatočnej fáze, ktorá sa odohrala v podmienkach studenej vojny, boli hlavnými motivačnými faktormi, ktoré udávali tón tohto maratónu, politický a vojenský charakter. Prestíž a bezpečnosť (v širšom zmysle) štátu - to je ...

V roku 1993 Lockheed spustil program na vytvorenie rodiny nízko a stredne ťažkých vozidiel LLV (Lockheed Launch Vehicle). Prvý štart prvej nosnej rakety tejto rodiny - dvojstupňovej nosnej rakety na tuhé palivo LLV-1 s nízkou nosnosťou po opakovaných odkladoch v dôsledku rôznych porúch sa uskutočnil v auguste 1995, ale skončil sa neúspechom. Charakteristiky LMLV LV sú nasledovné: LMLV-1 s nosnosťou asi 1,0 ...

Procesy reštrukturalizácie leteckého priemyslu prebiehajúce v zahraničí sú zamerané na dosiahnutie kvalitatívne nového stavu firiem, ktorý umožňuje nielen prežiť v meniacom sa prostredí, ale aj zabezpečiť zvýšenie konkurenčných príležitostí na trhu kozmických tovarov a služieb. . Výhody plynúce firmám v dôsledku reštrukturalizácie možno rozdeliť zhruba do štyroch skupín. Prvou skupinou sú bežné úspory na položkách fixných nákladov. Vlastné...

Odoslanie dobrej práce do databázy znalostí je jednoduché. Použite nižšie uvedený formulár

Dobrá práca na stránku ">

Študenti, postgraduálni študenti, mladí vedci, ktorí pri štúdiu a práci využívajú vedomostnú základňu, vám budú veľmi vďační.

Uverejnené dňa http://www.allbest.ru/

MINISTERSTVO ŠKOLSTVA A VEDY RUSKEJ FEDERÁCIE

FEDERÁLNA ŠTÁTNA ROZPOČTOVÁ VZDELÁVACIA INŠTITÚCIA VYSOKÉHO ŠKOLSTVA

„MOSKVSKÝ LETECKÝ INŠTITÚT

(Národné výskumná univerzita) "(MAI)

Pobočka "VOSKHOD"

na kurze

na tému: "Typy vyšších stupňov"

podľa disciplíny: "Úvod do špecializácie"

Dokončené:

študent skupiny VL2-48 Zhientaev A.B.

Bajkonur 2016

Zoznam skratiek

RN - nosná raketa

SC - kozmická loď

KRT - hnacia zložka

ILV - vesmírna raketa

RKK - raketový a vesmírny komplex

KAZ - kyslíkovo-dusíkové zariadenie

RB - horný stupeň

GSO - Geostacionárna dráha

DU - pohonný systém

K-k. c - schéma konštrukčného usporiadania

Obsah

• Zoznam skratiek
• Úvod
• 1. Horný stupeň "Fregat"
• 1.1 Úpravy horného stupňa "Fregat"
• 1.2 Spustí sa
• 2. Horný stupeň "Breeze"
• 2.2 Nehody
• 3. Horné štádium "Agena"
• 4. Horný stupeň "Volga"
• 4.1 Vykorisťovanie
• 5.1 Aplikácia
• 5.2 Úpravy
• 5.3 Vývoj
• Príloha A

Úvod

Horný stupeň, ako aj medziorbitálny remorkér, je nosná raketa kozmickej lode určená na presun vypustených nákladov z referenčnej obežnej dráhy na cieľovú obežnú dráhu alebo ich nasmeruje na odletové a medziplanetárne trajektórie.

Aby sa to dosiahlo, horné stupne musia byť schopné vykonať jeden alebo niekoľko manévrov spojených so zmenou rýchlosti letu, pri ktorých sa v každom prípade predpokladá, že je zapnutý hlavný motor. Medzi týmito inklúziami nasledujú dlhé (až niekoľko hodín) úseky pasívneho letu po transferových dráhach alebo trajektóriách. Každý horný stupeň teda musí mať viacotáčkový výletný motor, ako aj prídavný prúdový systém alebo pohonný systém, ktorý zabezpečuje orientáciu a stabilizáciu pohybu horného stupňa s kozmickou loďou a vytvorenie podmienok pre spustenie hlavného motora. V tomto prípade môže byť chod jeho motorov riadený ako z riadiaceho systému kozmickej lode, tak aj z autonómneho riadiaceho systému samotného horného stupňa. V druhom prípade musí mať špeciálny prístrojový priestor na jeho umiestnenie.

1. Horný stupeň "Fregat"

"Fregat" je univerzálny horný stupeň, môže byť použitý ako súčasť nosnej rakety strednej a ťažkej triedy. Navrhnuté a vyrobené spoločnosťou NPO Lavočkin.

Kreslenie1 - Pretaktovanieblokovať " Fregata"

RB používa motor podobný tomu, ktorý sa používa v RB „Breeze-M“ a „Breeze-KM“. Ťah tohto motora je 2 tony, čo je blízko k optimu pre rakety strednej triedy, ale nestačí pre RB "Briz-M", a preto je potrebné vykonať štart na geotransferové a odletové trajektórie. v niekoľkých impulzoch.

RB "Fregat" sa používa na vypustenie kozmickej lode na referenčnú, geostacionárnu a geostacionárnu prenosovú dráhu umelej družice Zeme, ako aj na orientáciu a stabilizáciu hlavnej jednotky v pasívnej a aktívnej fáze letu.

1.1 Úpravy horného stupňa "Fregat"

1) Základná, takzvaná „Fregata“

interorbitálny posilňovač ťahačov

Určené pre rakety nižšej strednej triedy ako Sojuz-2 atď. Prešli 3 etapami modernizácie, vrátane jednej z najvýznamnejších - výmena BVK Biser-3 za Biser-6. Prvý štart horného stupňa Fregat sa uskutočnil v roku 2000 z kozmodrómu Bajkonur.

2) "Fregat-SB" a "Fregat-SBU"

Tieto "Fregáty" sú s padacími nádržami. Hmotnosť pracovného paliva v jednoduchom a vylepšenom bloku nádrží je 3100 a 4800 kg. Táto modifikácia je určená pre rakety vyššej strednej a ťažkej triedy, predovšetkým pre Zenit-3SLBF ILV. Testy modifikácie Fregat-SB odštartovali v apríli 2011 na kozmodróme Bajkonur pri štarte kozmickej lode Electro-L.

3) "Fregat-M"

Ide o fregatu s množstvom vylepšení na odľahčenie konštrukcie, vrátane nového usporiadania PO1 a so zvýšenou nosnosťou (z 12 ton na 16 ton).

4) "Fregat-MT"

Špecializovaná modifikácia fregaty určená na štarty z kozmodrómu Kuru. Zvýšené tankovanie z dôvodu inštalácie prídavných nádrží, upravený PO1, odľahčený PHO. Rotácia Zeme umožňuje vypustiť väčší náklad pri štarte z rovníka ako pri štarte z vyšších zemepisných šírok pomocou tej istej nosnej rakety. Tiež mokré rovníkové podnebie Guyana sa výrazne líši od klímy Plesetska a Bajkonuru. To si vyžiadalo zdokonalenie modelov základných blokov pre použitie v nových podmienkach. Prvé spustenie tejto úpravy sa uskutočnilo 21. októbra 2011. Nosná raketa Sojuz-STB s horným stupňom Fregat-MT vyniesla na obežnú dráhu 2 satelity európskeho navigačného systému Galileo.

1.2 Spustenie

Nosná raketa Sojuz-FG s horným stupňom Fregat bola použitá na vypustenie medziplanetárnej stanice Mars Express v roku 2003 a v roku 2005 podobnej stanice Venera Express.

Väčšina štartov Sojuzu-2 LV sa uskutočnila pomocou Fregat RB, najmä všetky satelity Glonass-K, satelity GLONASS tretej generácie, budú vypustené práve s takýmto balíkom.

19. decembra 2013 vyniesol horný stupeň Fregat-MT na obežnú dráhu európsky ďalekohľad Gaia.

Nosná raketa Sojuz-ST-B s horným stupňom Fregat-MT a dvoma európskymi družicami Galileo, vypustená z rovníkového štartu Kuru 22. augusta 2014, neumiestnila družice na vypočítanú obežnú dráhu z dôvodu abnormálnej prevádzky družice. Fregat-MT RB ", pravdepodobne v dôsledku chyby v softvér naložené na palube a obsahujúce nesprávnu letovú misiu.

Od roku 2000 do augusta 2016 bolo spustených 58 horných stupňov Fregat (z toho 1 núdzový štart vinou horného stupňa 22.08.2014). Na obežnú dráhu bolo vypustených viac ako 100 kozmických lodí ruskej a zahraničnej výroby. Štarty sa uskutočňujú z troch kozmodrómov: Plesetsk, Bajkonur, Kuru (Francúzska Guyana).

RB "Fregat" má výnimočné vlastnosti: dlhá (až 2 dni) doba aktívnej existencie, riadiace algoritmy, ktoré umožňujú prekonať núdzové situácie, viacnásobná (až 7-krát) aktivácia podporného pohonného systému, najvyššia spoľahlivosť a prakticky, ideálna presnosť štartu vďaka použitiu zariadenia GLONASS / GPS.

2. Horný stupeň "Breeze"

"Breeze" je rodina ruských horných stupňov používaných ako súčasť nosnej rakety ľahkých a ťažkých tried.

Vyvinuté v Štátnom vesmírnom výskumnom a produkčnom centre. M.V. Khruničev. Bloky rodiny "Breeze" sa vyznačujú veľmi hustým rozložením. Ako palivo používa "heptyl" a "amyl". Prvý let 16. mája 2000.

Obrázok 2. Breeze-M

2.1 Úpravy horného stupňa „Breeze“

1) RB "Briz-M" je možné použiť s nosnými raketami Angara, Proton-M. Jednotka zabezpečuje vypustenie užitočného zaťaženia na nízke, stredné, vysoké dráhy a GSO. Použitie RB "Briz-M" v spojení s nosnou raketou Proton-M umožňuje zvýšiť hmotnosť užitočného zaťaženia vypusteného na geostacionárnu dráhu až na 3,7 tony a na prenosovú dráhu na viac ako 6 ton. Prvý štart RB „Briz-M“ sa uskutočnil 5. júla 1999. LV "Proton-K" (núdzové spustenie). Prvý úspešný štart sa uskutočnil 6. júna 2000 z nosnej rakety Proton-K a kozmickej lode Gorizont. Prvé spustenie komplexu Proton-M - Breeze-M sa uskutočnilo 7. apríla 2001. Začiatkom roku 2013 sa z RB Briz-M uskutočnilo viac ako 55 štartov rakiet Proton.

2) RB Breeze-KM sa používa ako tretí stupeň nosnej rakety ľahkej triedy Rokot. Hlavný motor bloku je možné zapnúť viackrát, čo umožňuje použiť rôzne schémy štartu kozmických lodí, vrátane skupinového štartu kozmickej lode na jednu alebo niekoľko rôznych obežných dráh. Prvý štart RB "Breeze-KM" sa uskutočnil 16. mája 2000 Rokotom ILV s ekvivalentmi užitočného zaťaženia (EPN) SimSat-1 a SimSat-2.

2.2 Nehody

Briz-M spôsobil v rokoch 2008 až 2013 množstvo nehôd nosnej rakety Proton. Podľa štatistík sa od roku 2008 uskutočnilo 48 štartov rakety Proton (31 komerčných štartov a 17 - v rámci spol. vesmírny program), z toho štyri skončili nehodami vinou horných stupňov Briz-M.

3. Horné štádium "Agena"

RM-81 "Agena" (angl. RM-81 Agena) je americká platforma horného stupňa a satelitnej podpory, pôvodne vyvinutá spoločnosťou Lockheed v záujme programu prieskumných satelitov WS-117L. Po rozdelení WS-117L na programy vývoja zobrazovacích satelitov SAMOS a CORONA a program vývoja satelitov včasného varovania proti raketovým útokom MIDAS.

Obrázok 3. Agena VIII ako dokovací cieľ s kozmickou loďou Gemini 8 v rámci programu Gemini, marec 1966.

„Agena“ sa začala používať ako horný stupeň a jedna z hlavných súčastí v niekoľkých programoch, vrátane vypúšťania fotografických prieskumných satelitov CORONA na obežnú dráhu a ako cieľ na nácvik stretnutia a dokovania vo vesmíre s kozmickými loďami s ľudskou posádkou v rámci programu Gemini. Bol použitý ako horný stupeň v nosných raketách Atlas-Ajena, Tor-Ajena, Torad-Ajena, Titan-3B, skúmala sa aj možnosť jeho využitia v programoch Space Shuttle a Atlas-5.

Celkovo od 28. februára 1959 bola Agena spustená 365-krát, posledný štart sa uskutočnil vo februári 1987 (vo verzii Agena D).

RM-81 „Agena“ je prispôsobená na dlhodobý pobyt vo vesmíre s opakovanými štartmi pohonného systému na korekciu obežnej dráhy a zostup kozmickej lode. Hmotnosť stupňa s palivom je asi 7 ton, ťah raketového motora na kvapalné palivo je 72 kN.

3.1 Varianty etapy "Agena"

4. Horný stupeň "Volga"

Volga je odpaľovacia jednotka kozmickej lode vyvinutá spoločnosťou TsSKB-Progress, navrhnutá tak, aby fungovala v spojení s nosnou raketou Sojuz-2.

Obrázok 4. Horný stupeň "Volga"

Energetické charakteristiky bloku umožňujú pri štarte z kozmodrómu Plesetsk vypustiť náklad s hmotnosťou do 1700 kg na kruhovú dráhu s výškou 1000 km (sklon 62,8°), na dráhu s výškou 1500 km ( sklon 82,4°) maximálna hmotnosť užitočného zaťaženia bude 1400 kg. Po vypustení na slnečnú synchrónnu dráhu s výškou 835 km a sklonom 98,7° bude užitočné zaťaženie tiež 1400 kg.

Práce na vytvorení vstrekovacej jednotky sa začali v roku 2008. Potreba tejto jednotky vznikla v dôsledku skutočnosti, že existujúce horné stupne nosnej rakety Sojuz-2 umožňujú realizovať iba schému spúšťania jedným impulzom. To neumožňuje implementáciu energeticky optimálnej schémy vstrekovania, najmä pre kruhové dráhy s nadmorskou výškou viac ako 250-300 km.

Návrh projektu bol obhájený v roku 2010 av tom istom roku bola vydaná projektová dokumentácia.

Hlavná časť palubného vybavenia jednotky bola prevzatá z iných produktov TsSKB-Progress s príslušnou revíziou.

4.1 Prevádzka

1) 28. decembra 2013 o 16:30 moskovského času odštartovala nosná raketa Sojuz-2.1v s nosnou raketou Volga, náklad tvorili kozmická loď AIST č.1 a dve kalibračné gule SKRL-756. kozmická loď sa úspešne oddelila od štartovacej jednotky na cieľovej obežnej dráhe.

2) Dňa 5. decembra 2015 o 16:30 moskovského času odštartovala nosná raketa Sojuz-2.1v s kozmickými loďami Cosmos-2511 a Cosmos-2512 Ministerstva obrany RF. Možno sa jeden z dvoch vojenských satelitov neoddelil od horného stupňa Volgy.

3) 28. apríla 2016 odštartovala z kozmodrómu Vostočnyj nosná raketa Sojuz-2.1a s kozmickými loďami Lomonosov, Aist-2D a SamSat-218.

5. Rodina vyšších štádií "D"

Rodina horných etáp (horných etáp) pochádzajúca z hornej fázy "D" - piatej fázy priestoru raketový komplex N1-L3, navrhnutý na let na Mesiac sovietskymi kozmonautmi.

Ako palivo sa používa dvojica kvapalný kyslík - petrolej, pričom tankovanie syntínom je povolené bez prerábania konštrukcie.

Obrázok 5. Motor 11D58M

V rámci štandardného komplexu bol blok „D“ zodpovedný za prenos spojenia LK-LOK z dráhy letu na circulunárnu dráhu, za presun kozmickej lode z circulunárnej dráhy na dráhu pristátia, ako aj za korekcie počas letu. (bloky A, B a C - prvé tri stupne rakety N-1, ktoré dostali komplex na nízku obežnú dráhu Zeme, blok "G" urýchlili expedíciu na Mesiac). Preto maximálny počet štartov motora pre blok D (má index 11D58 alebo v niektorých zdrojoch RD-58) bol sedem a životnosť bloku D bola 7 dní. Na to mala kyslíková nádrž tvar gule a bola vybavená tepelnou izoláciou. Okrem toho bol naplnený kyslíkom ochladeným na? 200 °C (bod varu? 183 °C), čo umožnilo ešte viac znížiť straty odparovaním, a navyše zvýšiť hustotu kvapalného kyslíka, čím sa ušetril potrebný objem nádrž. Nádrž na petrolej bola toroidná a naklonená o 3 stupne, aby sa zjednodušil návrh nasávania paliva. Ťah motora 11D58 bol 8,5 tony.

5.1 Aplikácia

Z dôvodu nedostupnosti rakety N-1 padlo rozhodnutie o programe obletu Mesiaca bez pristátia pomocou rakety UR-500K. Na to bol vyvinutý vesmírna loď 7K-L1, ktorý si požičal niektoré zo systémov z orbiteru 7K-OK, známeho ako Sojuz. Aby loď dostala potrebnú rýchlosť, bol trojstupňový UR-500K vybavený štvrtým stupňom - ​​blokom D, požičaným z rakety N-1.

Vesmírna loď 7K-L1 pod názvami Zond-5 - Zond-8 obletela Mesiac štyrikrát, no bez kozmonautov (Zond-4 bol vypustený v opačnom smere od Mesiaca na vysokoelipsovitú dráhu s výškou apogea asi 330 000 km).

Požiadavky na blok D ako súčasť lunárneho komplexu celkom nezodpovedali tomu, čo bolo potrebné pre AMC a komunikačné satelity.

Výsledkom bola úprava zameraná na zvýšenie nosnosti a zníženie nákladov na blok D. Upravený horný stupeň nazývaný DM mal aktívnu životnosť iba 9 hodín a počet štartov motora bol obmedzený na tri . To umožnilo zbaviť sa tepelnej izolácie na kyslíkovej nádrži a časti blokov systému podpory štartu POPs.

V súvislosti s rôznymi požiadavkami na rôzne užitočné zaťaženia boli vyvinuté ďalšie modifikácie - DM-2, DM-3. Aby fungoval ako súčasť komplexu Zenit-3SL, bola vyvinutá modifikácia DM-SL. Jednotka DM môže okrem petroleja využívať ako palivo syntetický uhľovodíkový syntín, ktorý zvyšuje špecifický impulz jeho motora z 358 na 361 jednotiek.

Použitie bloku DM na rakete Proton sa končí - nahrádza ho blok Briz-M, ale v programe Sea Launch blok DM-SL (a DM-SLB sa používa v Land Launch. program) sa bude naďalej používať. Je to spôsobené tým, že Briz-M používa rovnaké hnacie komponenty ako raketa Proton a Block DM, naopak, zodpovedá rakete Zenit. Zaujímavosťou však je, že pre vynášanie satelitov GLONASS-M (Uragan-M) na kruhové dráhy s výškou okolo 20 000 km poskytuje blok DM vyššiu presnosť vstrekovania ako Briz-M, a preto jeho použitie na protón- Raketa M sa pravdepodobne zastaví až po definitívnom nahradení satelitov Uragan-M (GLONASS-M) novými deravými vozidlami GLONASS-K, ktorých letové testy sa začali vo februári 2011. Napriek tomu bolo dňa 5.12.2010 uskutočnené prvé spustenie novej modifikácie jednotky DM (11S861-03) so zvýšeným tankovaním a vyššou nosnosťou. Blok DM-03 bol použitý na vypustenie trojice satelitov GLONASS-M, pričom vypustenie na obežnú dráhu bolo neúspešné.

Postoj k vyraďovaniu bloku DM sa trochu zmenil po nehodách RB Briz-M v roku 2006 spustením Arabsat-4A a v roku 2008 spustením AMS-14, pričom blok DM prípadne zostane v prevádzke. z bezpečnostných dôvodov a ako možnosť pre komerčných zákazníkov.

Horný stupeň DM-SL dosiahol 19. augusta 2012 rekord v presnosti štartu. V súčasnosti (stav k 20.8.2012) je to jediný blok rodiny D schválený do užívania.

5.2 Úpravy

1) Blok D (11S824) - prototypom tohto bloku je blok D, vyvinutý OKB-1, ako piaty stupeň komplexu N1-L3, súčasť sovietskeho programu pristátia na Mesiaci s ľudskou posádkou. Motor 11D58 vyvinutý OKB-1 bol inštalovaný na bloku D komplexu L3. Motor 11D58 vyrobený v uzavretom okruhu mal po prvý raz zabezpečiť viacnásobné štarty vo vesmíre a beztiažový stav pomocou roztočenia agregátu turbočerpadla posilňovacej nádrže okysličovadla stlačeným plynom zo sekcie autonómneho plynového valca. pneumaticko-hydraulický systém pre štartovací blok "D". V procese pneumatického spúšťania čerpadlo okysličovadla vytvorilo značnú dopravnú výšku (asi 10 kg / cm 2), ktorá zabezpečila spoľahlivé naplnenie nechladenej dráhy okysličovadla kvapalným kyslíkom a Prvá úroveň prietok plynu generátora plynu cez turbínu hlavného TNA, ktorý je potrebný na to, aby sa motor vrátil do normálnej prevádzky. Táto schéma zabezpečila minimálnu stratu kyslíka pre chladenie pohonného systému. Na zníženie tepelného toku do okysličovadla (podchladený kyslík s teplotou až -193 °C) bol prijatý guľový tvar nádrže okysličovadla so sito-vákuovou tepelnou izoláciou a všetky spojenia boli vytvorené pomocou tepelných mostov. Palivová nádrž, vo vnútri ktorej sa nachádzal motor, mala tvar torusu. Prvýkrát boli aplikované na blok technické riešenia, ktorý sa neskôr stal klasickým v raketovej technike (napríklad použitie predčerpadiel nádrže, ktoré sú súčasťou motora a skladovanie hélia vo valcoch ponorených do kvapalného kyslíka).

2) DM (11S86) - modifikácia bloku "D", vyvinutá na umiestnenie komunikačných a televíznych satelitov na geostacionárnu dráhu, vyvinutá KB PM (hlavný dizajnér MF Reshetnev). Komunikačné satelity nemali riadiace zariadenie raketovej jednotky, preto bola jednotka „D“ vybavená nezávislým riadiacim systémom umiestneným v utesnenom toroidnom prístrojovom priestore, v ktorom sa nachádzalo aj telemetrické a veliteľské rádiové spojenie. Prístrojový priestor bol inštalovaný na špeciálnom nosníku nad nádržou okysličovadla a mal tepelný riadiaci systém. Motor 11D58M, vyvinutý v NPO Energia pod vedením B.A. Sokolov. Tento motor sa sériovo vyrába vo Voronežskom mechanickom závode. Upravený horný stupeň mal aktívnu životnosť 9 hodín a počet štartov motora bol obmedzený na tri. V súčasnosti sa používajú horné stupne modelov DM-2, DM-2M a DM-03 vyrábané spoločnosťou RSC Energia, u ktorých je počet štartov zvýšený na 5.

5.3 Vývoj

Vývoj bloku DM sa začal v roku 1969. Blok tejto modifikácie od 3. augusta 1973 do 30. júla 1975 prešiel šiestimi palebnými skúškami, počas ktorých bol blok dvakrát alebo trikrát tankovaný a motor bol zapnutý 4-5 krát. Od roku 1974 je v prevádzke s nosnou raketou Proton.

Technické údaje:

- Suchá hmotnosť horného stupňa "DM" - 3420 kg,

- Hmotnosť prvkov, ktoré sa majú oddeliť počas letu - 1090 kg;

- Hmotnosť kozmickej lode vypustenej k GSO je až 2600 kg;

- Tankovacia zásoba palivových komponentov - 15050 kg;

- Dĺžka - 6280 mm

- Šírka (priemer) - 3700-4100 mm

- Ťah motora 11D58M v prázdnote - 8550 kgf

- Špecifický ťah (vo vákuu) - 361 s

Blok "DM" pozostáva z: hlavného motora; dva pohonné systémy pre stabilizáciu a orientáciu; sférická nádrž okysličovadla; toroidná palivová nádrž; priehradka na prístroje; prístrojové vybavenie veliteľského a meracieho komplexu; odnímateľné za letu spodné a stredné adaptéry. Overená spoľahlivosť motora je 0,997 na úrovni spoľahlivosti 0,9. Každý motor je rutinne testovaný bez prepážky pomocou pokročilej diagnostiky stavu.

Zoznam použitých zdrojov

1. Goodilin V.E., Slabkiy L.I. Zosilňovacie bloky. Jadrové elektrárne kozmických lodí. Jadrové raketové motory. // Raketové a vesmírne systémy (História. Vývoj. Perspektívy). - M., 1996 .-- 326 s.

2. Goodilin V.E., Slabkiy L.I. Dizajnové štúdie perspektívnych horných stupňov // Raketové a vesmírne systémy (História. Vývoj. Perspektívy). - M., 1996 .-- 326 s.

3.http: // medzera. raketovo stúpať. de / doc_stage / fregat. htm

4.http: //www.laspace.ru/rus/fregat_construction. php

5. Kurenkov VI, Dizajn a dizajn produktov raketovej a vesmírnej techniky. Časť 2. Základy konštrukcie nosnej rakety. - Samara, 2012.

Príloha A

Štrukturálne usporiadanie RB "Fregat"

Označenia

1 - kapotáž hlavy

2 - horná nádrž RN

3 - adaptér

4 - užitočné zaťaženie - malé satelity

5 - horný stupeň

6 - farma na inštaláciu užitočného zaťaženia

Uverejnené na Allbest.ru

...

Podobné dokumenty

test, pridané 15.10.2010


Vlastnosti a hlavné metódy navrhovania elektrického pohonného systému pre kozmickú loď. Etapy vypracovania cyklogramu spotreby energie, rozbor výkresu vrtule. Charakteristika vesmírnych elektrických pohonných systémov.

práca, pridané 18.12.2012


Koncepcia a vlastnosti zostupovej kapsuly, jej účel a usporiadanie, proces zostupu z obežnej dráhy. Konštrukcia zostupovej kapsuly, kontajnera na nosič informácií, tela, tepelného ochranného náteru, motora s mäkkým pristávaním. Umiestnenie zariadení a jednotiek.

abstrakt, pridaný 31.07.2010


Obmedzený kruhový trojtelesový problém a pohybové rovnice. Typy obmedzených dráh v blízkosti libračných bodov a gravitačný problém. Orbitálne tienenie a modelovanie pohybu kozmickej lode. Projekcia dlhoperiodickej obežnej dráhy do roviny.

semestrálna práca pridaná dňa 07.01.2017


Štúdium faktorov pôsobiacich na telo pri letoch do vesmíru a zmien v rôznych systémoch tela. Vlastnosti kurzu fyzikálnych procesov a každodenné činnosti na palube kozmickej lode. Príprava astronautov na stav beztiaže.

abstrakt pridaný dňa 23.10.2013


Popis kométy ako telesa Slnečná sústava, vlastnosti jeho štruktúry. Trajektória a povaha pohybu tohto vesmírneho objektu. História pozorovania pohybu Halleyovej kométy astronómami. Najznámejšie periodické kométy a špecifiká ich dráh.

prezentácia pridaná dňa 20.05.2015


Výber miesta pristátia kozmickej lode na Mesiaci. Hľadajte libračné body. Určenie viditeľnosti kozmickej lode bez zohľadnenia lunárneho reliéfu. Výpočet elevačného uhla kozmickej lode nad horizontom. Implementácia algoritmu v C++. Vypracovanie programu pre optimálne miesto pristátia.

diplomová práca, pridané 02.08.2017


Vývoj konštrukcie leteckých motorov. Výber optimálnych materiálov pre telo a blok trysiek na príklade brzdiaceho raketového motora na tuhé palivo trojblokového pristávacieho systému vesmíru lietadla"Východ slnka" na Zem.

semestrálna práca, pridaná 3.7.2013


História vytvorenia orbitálnej kozmickej lode "Buran", jej účel. Príprava náhradného letiska na Kryme. Technické vlastnosti raketoplánu, najmä jeho štart na obežnú dráhu a návrat. Jediný let lode v automatickom režime.

abstrakt, pridaný 3.11.2014


Ultraľahké, ľahké nosné rakety a nosné rakety strednej triedy. Možné možnosti usporiadania nosnej rakety Energia. Všeobecná forma kyslíkovo-vodíkový horný stupeň. Hlavné znaky pevninských (pozemných), morských a leteckých spôsobov spúšťania.

Jedna z fáz nosnej rakety. Pomocou horného stupňa sa kozmická loď presunie z obežnej dráhy, nazývanej referenčná, na iné blízkozemské dráhy, prípadne sa umiestni na odletovú trajektóriu k iným planétam.

Blok „L“ bol prvým zo sovietskych horných stupňov, ktorý umožňoval štartovanie v podmienkach nulovej gravitácie. Prvý let sa mal uskutočniť v roku 1960, ale kvôli chybám v počítači sa štart neuskutočnil. 12. februára 1961 sa uskutočnil prvý úspešný štart v rámci automatickej medziplanetárnej stanice Venera-1. Horný stupeň "L" bol vytvorený na spustenie prvých medziplanetárnych staníc série "Venuša" a "Mars" a lunárnych staníc "Luna-4", "Luna-13". Horný stupeň „DM“, pracujúci na palivovej zmesi, ktorá obsahuje tekutý kyslík a petrolej, je modifikáciou „D“ bloku vesmírneho raketového komplexu N1-LZ, ktorý bol určený na lety na Mesiac. Blok „D“ bol štvrtou etapou v areáli. Prvé tri vyniesli kozmickú loď na nízku obežnú dráhu a piate urýchlilo výpravu na Mesiac. Kyslíková nádrž bola vyrobená vo forme gule a bola vybavená tepelnou izoláciou. Nádrž bola naplnená kyslíkom, ktorého teplota bola asi -200 ° C. Takáto nízka teplota kyslíka je potrebná na zníženie strát v dôsledku vyparovania, pretože bod varu kvapalného kyslíka je 183 °C. S klesajúcou teplotou sa zvyšuje hustota kyslíka a v dôsledku toho klesá obsadený objem. Raketa Proton s horným stupňom D bola použitá na vypustenie medziplanetárnych staníc série Venera od č.9 do č.16, staníc Vega a Phobos a lunárnych staníc Luna od č.15 po č.24. Neskôr, v roku 1974 , začal štart družíc „Horizon“ a „Ekran“ na stacionárne dráhy s využitím horných stupňov „D“.

Všetky nové požiadavky na medziplanetárne stanice a komunikačné satelity viedli k tomu, že došlo k niekoľkým zmenám. Čas aktívnej existencie sa zvýšil na 9 hodín a zároveň sa znížil počet štartov motora. To umožnilo odstrániť tepelnú izoláciu nádrže motora a množstvo blokov štartovacieho nosného systému.

V súčasnosti sa končí využívanie horného stupňa „D“ ako súčasti komplexu „Protón“, avšak v areáli „Zenith“ zostáva úprava „DM-SL“. Jednotka Briz-M bude použitá na rakete Proton, keďže používa rovnaké komponenty pohonnej hmoty, z rovnakého dôvodu zostáva v prevádzke jednotka DM-SL ako súčasť Zenitu. Horný stupeň Briz-M, ktorého prvý štart v rámci raketového komplexu Proton-M sa uskutočnil 7. apríla 2001, zabezpečuje štart nákladu na nízke, stredné, vysoké dráhy vrátane geostacionárnych.

Pri použití bloku Breeze-M sa hmotnosť užitočného zaťaženia dodaného na geostacionárnu dráhu Zeme zvýši na 3,3 tony. Modifikácia, horný stupeň „Breeze-KM“, vďaka možnosti viacnásobného zapnutia jeho hnacieho motora, umožňuje použitie rôznych schém na vypúšťanie kozmickej lode do vesmíru, vrátane umožnenia skupinového štartu na niekoľko rôznych obežných dráh. NPO Lavočkin vyvinul novú generáciu horného stupňa „Fregat“. Rozsah použitia - ako súčasť stredných a ťažkých nosných rakiet. Môže vykonávať štarty na referenčné dráhy, geostacionárne a geostacionárne prenosové dráhy a používa sa na rôznych miestach na stabilizáciu a orientáciu. V roku 2000 sa uskutočnil prvý štart Fregatu. V roku 2005 Fregat ako súčasť nosnej rakety Sojuz-FG umožnil vypustiť medziplanetárnu stanicu Venera-ex-press.

Čo sa týka perspektívy rozvoja, v súčasnosti v Štátnom výskumno-výrobnom centre pomenovanom po Chrunichev, spolu s NPO Molniya, sa uskutočňuje vývoj opakovane použiteľných urýchľovačov typu Bajkal namiesto univerzálnych jednorazových urýchľovačov. Na realizáciu tohto projektu musí byť horný stupeň nového modelu vybavený záchranným systémom založeným na koncepcii bezpilotného lietadla, ktoré sa musí vrátiť v podzvukovom cestovnom režime na miesto štartu. Horný stupeň je potrebné vybaviť pomocným vzduchovým prúdovým motorom a ostrohovým priestorom, usporiadanie sa vykonáva podľa aerodynamickej schémy.

Na orientáciu vyčerpaného horného stupňa pred vstupom do hustých vrstiev atmosféry sú bloky vybavené reaktívnym riadiacim systémom, po vstupe do atmosféry je riadenie vykonávané aerodynamickými kontrolami. Kĺzanie sa mení na motorový let realizovaný vzduchovými prúdovými motormi, ktoré môžu byť inštalované v prove opakovane použiteľného posilňovača. Pre pristátie môže byť jednotka vybavená kolesovým podvozkom typu lietadla. Horný stupeň je potrebné vybaviť palubným meracím komplexom, ktorý bude zbierať a odovzdávať na kozmodróm informácie o stave a fungovaní palubných systémov.

Vývojári už vykonali prvé testy opakovane použiteľných zosilňovačov nosnej rakety "Angara" na veľkých modeloch. Technológia opakovane použiteľných pomocných blokov je dostatočne jednoduchá na to, aby bola implementovaná a použitá pri štarte nosných rakiet v nasledujúcich rokoch. Pri optimalizácii konštrukcie a balistických charakteristík a rôznych riadiacich programov nepresiahnu straty spôsobené použitím záchranného systému 50 % hmotnosti užitočného nákladu vypusteného na nízku kruhovú dráhu. Zavedenie takýchto opakovane použiteľných pomocných blokov okrem zníženia jednotkových nákladov zníži pádové polia opotrebovaných častí nosných rakiet a vyložia výrobné linky pre následnú realizáciu ďalších projektov.

Horné stupne (RB), často označované ako interorbitálne remorkéry, zabezpečujú pohyb vypustených nákladov z obežnej dráhy na obežnú dráhu alebo ich nasmerujú na „odletové“ a medziplanetárne trajektórie. Na tento účel musí byť RB schopný vykonať jeden alebo niekoľko manévrov spojených so zmenou (spravidla zvýšením) rýchlosti letu, pričom sa v každom prípade predpokladá, že jeho hlavný motor je zapnutý. Medzi týmito inklúziami sú dlhé (až niekoľko hodín a viac) úseky pasívneho (zotrvačnosťou) letu po transferových dráhach alebo trajektóriách. Každé odpaľovacie zariadenie rakiet teda musí mať viacotáčkový výletný motor (najčastejšie raketový motor na kvapalné palivo), ako aj doplnkový raketový systém alebo pohonný systém, ktorý zabezpečuje orientáciu a stabilizáciu pohybu odpaľovacieho zariadenia s kozmickou loďou, ako aj vytváranie podmienok pre štartovanie výletného motora. Činnosť jeho motorov je zároveň možné ovládať ako z riadiaceho systému kozmickej lode, tak aj z autonómneho riadiaceho systému samotného RB. V druhom prípade musí mať špeciálny prístrojový priestor na jeho umiestnenie.

Prvý na svete RB - Block E pre Sojuz LV bol vytvorený v OKB-1 pod vedením SP Koroleva na podporu letu kozmickej lode Luna-1, ktorá odštartovala 2. januára 1959. Neskôr sa tento agregát začal používať ako tretí stupeň LV typu Vostok. Stredný letový kyslíkovo-petrolejový LPRE RD-7, ktorý je v ňom zahrnutý, bol vytvorený v rekordnom čase (6 mesiacov) na základe komory vyvinutej M. V. Melnikovom a turbočerpadlovej jednotky S.A. Cosberg.

Neskôr v Centrálnom konštrukčnom úrade experimentálneho strojárstva (ako sa stal známym ako OKB-1) pod vedením MV Melnikova bol vytvorený aj kyslíkovo-kerozínový LPRE C1-5400 a pre druhý domáci RB - blok „L ". Tento motor, ako prvý na svete raketový motor na kvapalné palivo s dodatočným spaľovaním generátorového plynu na týchto komponentoch, disponoval vysokým špecifickým impulzom a dlhou životnosťou, čo zabezpečilo jeho úspešnú a dlhodobú prevádzku ako súčasti nosnej rakety Molniya. Blok „L“ bol široko používaný pre lety medziplanetárnych kozmických lodí ako „Luna“, „Venuša“ a „Mars“ a často sa používal aj na vypúšťanie slnečných observatórií „Prognoz“ a satelitov.

komunikačný "blesk" na vysoko eliptické dráhy.

Hlavný prelom vo vytvorení multidisciplinárneho RB však nastal koncom 60. rokov a súvisel s realizáciou projektu N1-LZ, ktorý bol určený na uskutočnenie lunárnej expedície. Potom boli naraz vytvorené dva pomerne výkonné RB - bloky "G" a "D", ktoré boli súčasťou hlavnej jednotky LZ. Oba bloky používali ako pohonné hmoty aj kvapalný kyslík a petrolej a ich motory vznikli v TsKB EM modernizáciou a posilňovaním motora na kvapalné palivo C1-5400 bloku „L“. Žiaľ, po ukončení prác na programe N1-LZ nenašla jednotka „D“ uplatnenie, ale jednotka „D“ bola na návrh SP Koroleva nainštalovaná na nosnú raketu Proton-K na realizáciu. projektu UR-500K L 1 - prvá etapa lunárneho programu s ľudskou posádkou. Po ukončení tohto programu bol blok D aktívne využívaný na lety bezpilotných staníc na Mesiac, Venušu a Mars. V súčasnosti je jeho využitie v plánoch ďalších medziplanetárnych expedícií.

Blok „D“ sa ukázal ako veľmi úspešný na umiestnenie nákladu na geostacionárnu obežnú dráhu. V roku 1974 prešiel prvými letovými skúškami v tejto kapacite, bol modernizovaný a od roku 1976 sa jeho modifikácia, blok DM, používa na vypustenie kozmickej lode na geostacionárnu dráhu. Blok "DM" má na rozdiel od bloku "D" autonómny prístrojový priestor s vlastným riadiacim systémom. V priebehu posledných rokov prešiel modernizáciou aj RD-58 LPRE bloku "D". V súčasnosti sú bloky „D“ a „DM“ vybavené motorom RD-58M, vyvinutým už v NPO Energia pod vedením B.A. Sokolov, ktorý nahradil M.V. Melnikov ako hlavný dizajnér. RD-58M LPRE, na rozdiel od predchádzajúcej modifikácie, môže pracovať na syntetíne namiesto petroleja, čo dáva výrazné zvýšenie špecifického impulzu. Okrem toho sa počet štartov motora zvýšil na 7.

Všimnite si tiež, že S.P. Počas prípravy projektu N1-LZ Koroljov plánoval nahradiť kyslíkovo-petrolejový RB (bloky „G“ a „D“) jedným kyslíkovo-vodíkovým na horných stupňoch nosnej rakety N1. Preto sa v OKB-1 súbežne s vývojom blokov „G“ a „D“ pracovalo na vytvorení dokonalého kyslíkovo-vodíkového raketového motora (pod vedením MV Melnikova) a výkonného horného stupňa na báze to. Tieto práce sa napokon nezastavili ani po smrti S.P. Koroleva. Išli v rámci vývoja pod vedením V.P. Miša o novom dokonalejšom programe expedície na Mesiac. Práce na výkonnom kyslíkovo-vodíkom RB sa dostali do štádia vydávania projektovej dokumentácie pre letový produkt. Samotná jednotka bola navyše vyvinutá v oddelení OKB-1, ktoré predtým vykonávalo práce na nosnej rakete N1, a motor RD-56 pre ňu bol vytvorený v roku 1974 v A.M. Isaev OKB. Bol to prvý kyslíkovo-vodíkový raketový motor na svete s dodatočným spaľovaním generátorového plynu. V tom čase zastával vedúce postavenie v oblasti hospodárnosti, zdrojov a spoľahlivosti. Okrem toho práca v Isaev Design Bureau na RD-56 dosiahla štádium záverečných skúšok motora na kvapalné palivo.

V máji 1974 sa TsKB EM stala súčasťou novovytvorenej NPO Energia, ktorej generálnym projektantom bol V.P. Glushko. Nový generálny konštruktér v tom čase ešte celkom nerozumel perspektívam vodíkových palív, navyše bol od začiatku zanieteným odporcom projektu N1-LZ. Pod jeho „horúcu“ ruku sa dostal projekt výkonného kyslíkovo-vodíkového RB, na ktorom boli práce prerušené. A len relatívne nedávno bol tento projekt oživený a na základe RD-56 LPRE sa plánuje vytvorenie nového kyslíkovo-vodíkového horného stupňa (KVRB), ktorý by sa mal používať na sľubných nosných raketách. Na Proton-M LV sa plánuje najmä osadenie KVRB namiesto DM bloku v rámci jeho začatej modernizácie.

V iných dizajnérskych kanceláriách sa práca na vytvorení RB obmedzila na použitie vysokovriaceho MCT. Takže v NPO Yuzhnoye pre nosnú raketu "Cyclone" bol RB S5M vyvinutý na oxide dusíka a UDMH. Používa sa ako tretí stupeň Cyclone-3 LV.

Nedávno boli vyvinuté dva sľubnejšie RB pre rovnaké zložky paliva. Jeden z nich - RB "Fregat"- vytvorené v mimovládnej organizácii pomenovanej po S.A. Lavočkin. Za letu umožňuje až 20 inklúzií podporného raketového motora a na palube má palivovú rezervu až do 5350 kg. Je umiestnený v štyroch guľovitých nádržiach. Ďalšie dve rovnaké guľovité nádoby sa používajú ako nádoby na nástroje. Všetkých šesť gúľ je umiestnených okolo nosného raketového motora, ktorého komora je namontovaná v kardanovom závese. Silový rám tohto kardanu je pripevnený k štyrom konzolám, z ktorých každá je privarená k zodpovedajúcej palivovej nádrži. Na RB "Fregat" je tiež pohonný systém pre orientáciu a podporu štartu raketového motora sustainer. Funguje na katalytickom rozklade hydrazínu, ktorého zásoba (asi 85 kg) je umiestnená v dvoch malých guľovitých nádržiach. Každý z mikromotorov tohto DU má ťah 50 N pri špecifickom impulze 2250 N * s / kg. Natlakovanie nádrží, ktoré zabezpečuje výtlak všetkých zložiek paliva, je realizované héliom.

Druhý sľubný RB na AT a NDMG "Breeze" bol vyvinutý v KB "Salyut". Poskytuje až 25 inklúzií hlavného motora a má prevádzkovú rezervu paliva až 5150 kg. Palivový priestor je valcový s kombinovaným dnom v prednej časti nádrže okysličovadla. Horné dno nádrže okysličovadla je guľovité a spodné má zložitý tvar a tvorí pologuľovitý výklenok. Tento výklenok prechádza palivovou nádržou a je tvorený vnútorným kužeľovým lemom nádrže.

Kužeľový plášť je privarený v hornej časti k spodnému dnu nádrže okysličovadla a v spodnej časti k spodnému guľovitému dnu palivovej nádrže. Vo výklenku palivového priestoru je umiestnený výletný raketový motor.

Na rozdiel od "Fregat", ktorý má veľký priemer a malé pozdĺžne rozmery, "Breeze" má naopak malý priemer a výrazne väčšiu dĺžku. To umožňuje, s inými takmer identickými výkonnostnými charakteristikami (pozri tabuľku B. 1), použiť na nosnej rakete jeden alebo druhý RB v závislosti od podmienok jeho usporiadania na nosnej rakete a veľkosti kozmickej lode. "Breeze", veľká pozornosť bola venovaná zlepšovaniu jeho prevádzkových vlastností. Plánuje sa teda najmä naplnenie bloku komponentmi pohonnej látky v továrni, po ktorej bude nasledovať ampulizácia bloku. Podobná technológia sa používa pre SLBM.

Hlavné taktické a technické údaje existujúcich a vyvinutých vyšších stupňov sú uvedené v tabuľke 1.

RB je naplnený vysokovriacimi zložkami raketových palív a stlačenými plynmi na čerpacích staniciach kozmickej lode kozmodrómu, s nízkou teplotou varu

komponentov - na štartovacom komplexe RKK.

V závode sa plánuje doplnenie paliva sľubného RB "Fregat".

dskikh podmienkach s následnou ampulizáciou palivových nádrží (priehradiek).

Pod ampulizácia znamená úplnú izoláciu palivovej nádrže od okolia cez plynové a hydraulické kanály.

Aby sa predišlo mechanickému poškodeniu palivových nádrží v dôsledku zmien okolitej teploty pred tankovaním komponentov raketové palivá sú nasýtené plynom (pre AT a UDMH sa saturácia uskutočňuje dusíkom).

Tabuľka 1. Základné takticko-technické údaje RB

Názov RB	Komponenty RT (O + G)	ťažná tyč,	Prevádzková doba diaľkového ovládača, s	Počet inklúzií	RN, na ktorom sa uplatňuje RB
VÁNOK	AT + UDMH				"Rokot", "Angara", "Protón-M"
KVRB	Kyslík + vodík				"Protón-M", "Angara"
	Kyslík + petrolej				"Protón-K" Zenit-3

Zmenou teploty okolitého vzduchu sa komponenty raketových palív pred doplnením paliva nasýtia plynom (pre AT a UDMH sa saturácia uskutoční dusíkom).

Použitie kyslíkovo-vodíkového horného stupňa (KVRB), motora

ktorý je z hľadiska špecifického impulzu (t. j. z hľadiska energetickej dokonalosti) o 18 – 28 % vyšší ako pohonné systémy RB na iných SRT, umožní nosným raketám Proton-M a Angara A5 vypustiť užitočné zaťaženie. s hmotnosťou 4,2 na geostacionárnu dráhu t (pre porovnanie nosná raketa „Proton-K“ s RB DM vynáša na GSO 2,4 t).