in.wiki

Ангара-1.2

Макет «Ангары-1.2» на МАКС-2009

«Ангара-1.2» — российская двухступенчатая ракета-носитель лёгкого класса, предназначенная для вывода на низкую околоземную орбиту полезной нагрузки до 3,5 тонн, на солнечно-синхронную орбиту — до 2,4 тонн. Первая ступень оснащена одним УРМ-1, вторая — одним УРМ-2. Используется маломерный разгонный блок «Бриз-М». Входит в семейство ракет-носителей «Ангара»[1]. Стартовая масса ракеты — 171 тонна[2]; габаритные размеры: длина — 42,8м, диаметр — 2,9 м[3].

Также см. «Ангара-1.2ПП».

Разработка ракеты и планы примененияПравить

Генеральный план-график создания космического ракетного комплекса «Ангара», утверждённый в декабре 1997 г., предусматривал пуск ракеты-носителя «Ангара-1.2» в I кв. 2002 г.[4] , в июле 1999 года на выставке «Ле Бурже» состоялся первый показ макета ракеты-носителя «Ангара-1» (без разделения на подвиды 1.1 и 1.2)[4]. В августе 2002 года вышел приказ о прекращении работ по «Ангаре-1»[5].

В марте 2006 в связи с недостаточным финансированием проекта было принято решение вместо пуска тяжёлой ракеты «Ангара-А5» провести опережающий пуск ракеты-носителя лёгкого  класса «Ангара-А1.2» с универсального стартового комплекса, что позволит провести полную наземную и полётную отработку УРМ-1 и УРМ-2, а также других задействованных агрегатов и систем[6]. В сентябре, 21.09.2006 г., было принято «Дополнение № 2» к документации, в котором был запланирован новый график пусков. В частности, первый пуск «Ангары-1.2» был запланирован на I кв. 2011 года[6].

ГКНПЦ в самом начале 2007 года разработал дополнение № 3 к Техническому проекту КРК «Ангара», поскольку в имеющемся виде «Ангара-1.2» не соответствовала задачам по доставке на орбиту требуемых грузов[7].

В сентябре 2007 года ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, ЦНИИ МО и ЦНИИМАШ утвердили «Предложения по уточнению целевого использования КРК «Ангара» в  период до 2020  года  в интересах федеральных и коммерческих заказчиков, а также в рамках международного сотрудничества», в которых была указана потребность  в  проведении пусков  PH  семейства «Ангара». В частности, для «Ангары-1.2» в интересах федеральных заказчиков в период до 2020 года требуется 53 пуска, а также 7 коммерческих. За 2007 г. был разработан технический проект с дополнениями на КРК «Ангара» в целом, включая «Ангару-1.2», на 90% разработана конструкторская документация на бортовые приборы системы управления и наземную контрольно-проверочную аппаратуру, изготовлен стендовый комплект бортовой и наземной систем управления[7].

Следующие изменения были приняты 14.11.2008 в документе «Прогнозный план использования КРК «Ангара» в интересах федеральных и коммерческих заказчиков на период до 2015 г. и на перспективу до 2020 г.»: в интересах  Министерства обороны  и  Федерального космического  агентства  потребности в проведении пусков PH лёгкого класса «Ангара-1.2» составляют 48 пусков, а также 1-2 пуска в год по коммерческим программам (с 2016 г., после завершения эксплуатации PH «Рокот»)[8].

В начале 2009 года было подписано ТЗ на ракету-носитель «Ангара-1.2» в штатном исполнении, а также было разработано техническое задание на ракету-носитель «Ангара-1.2ПП» (но ещё не утверждено заказчиками)[9].

20.09.2010 г. На заседании межведомственной рабочей группы (МРГ) были рассмотрены проблемы проекта и ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева» овместно с ФГУП «НПО им. С. А. Лавочкина» даны задания проработать варианты состава PH «Ангара-1.2ПП»[9]:

  • в составе PH РБ «Фрегат»;
  • в составе PH РБ «Бриз-М» без ДТБ;
  • без использования РБ и запуском PH по баллистической траектории.
Сравнительная таблица вариантов PH «Ангара-1.2 первого пуска»[9]
Ангара-1.2ПП

с макетом ПН

Ангара-1.2ПП

с РБ «Бриз-М» без ДТБ

Ангара-1.2ПП

с РБ «Фрегат»

Конфигурация РКН I ст. -УРМ-1

II ст.-УРМ-2

ГО - штатный UC733

КА - весовой макет ПН

I ст. - УРМ-1

II Ист.-УРМ-2

ГО - штатный 1ДС733

РБ - «Бриз-М» без ДТБ

КА - от КВ

1 ст. - УРМ-1

II ст.-УРМ-2

ГО - PH «Союз»

РБ - «Фрегат»

КА - от КВ

Задачи пуска Баллистические траектории полета I и II ст. с падением II ст. на полигон «Кура» Баллистические траектории полета I и II ст. PH с последующим выведением КА разгонным блоком на ССО Баллистические траектории полета I и II ст. PH с последующим выведением КА разгонным блоком на ССО
Трасса полета Наклонение ~83 град. Трасса и РП - территория России Наклонение ~94 град РП I ст. и ГО - Баренцево море, частично в экономической зоне Норвегии. Полет II ст. над территорией Норвегии, РП II ст. - экономическая зона Канады Наклонение ~94 град. РП I ст. и ГО - Баренцево море, частично в экономической зоне Норвегии. Полет II ст. над территорией Норвегии, РП II ст. - экономическая зона Канады
Зоны радиовидимости На всем протяжении активного и пассивного участков полета I и II ступеней На всем участке полета I ст. и на активном участке полета II ст. На всем участке полета I ст. и на активном участке полета II ст.
Доработки НК Не  требу­ется Доработка КМТО ТК
Адаптация КА Не требу­ется Адапта­ция КРК для за­пуска КА в полном объеме Адапта­ция КРК для за­пуска КА в полном объеме
Затраты Дополни­тельных затрат не требуется ~700 млн руб., Требуется про­ведение

полно­ценного ОКР по РБ

Должны были быть определены НПО им. С. А. Лавочнина к 15.10.2010 г.

30.09.2010 на космодроме «Плесецк» было проведено совещание по вопросам строительства наземного комплекса КРК «Ангара», был рассмотрен и вопрос ракеты-носителя «Ангара-1.2ПП». Готовность технического комплекса (ТК), универсального стартового комплекса (УСК) и унифицированного технического комплекса (УНТК) планировалась на 2012 год, изготовление «Ангары-1.2ПП» на IV квартал 2012 г.[10]

Новый «Генеральный план-график, создания космического ракетного комплекса «Ангара», дополнение № 3» был принят 09.12.10 года. В нём были установлены сроки первого пуска PH «Ангара-1.2ПП» — во II квартале 2013 г., а также был дан старт работам по «Ангаре-1.2» в штатном исполнении[10].

Изначальная конфигурация ракеты «Ангара-1.2» была двухступенчатой на базе УРМ-1 с с ЖРД РД-191 в качестве первой ступени, а также УРМ-2 с ЖРД РД-0124А в качестве второй ступени. Также была разработана трёхступенчатая компоновка: две ступени и разгонный блок на основе «Бриз-М»[11].

Центр им. Хруничева приступил к разработке многоразовой ступени для ракеты лёгкого класса «Ангара-1.2» 9 января 2018 года[12].

Конструкция штатной ракетыПравить

Ракета «Ангара-1.2» имеет две ступени, работающие на криогенном топливе, горючим является керосин марки РГ-1 «нафтил», а окислителем — жидкий кислород[13][1]. Поскольку вторая ступень не имеет возможности повторного включения для формирования окончательной орбиты выводимого космического аппарата, в её состав входит отделяемый блок орбитального выведения «АМ» (агрегатный модуль), работающий на высококипящем топливе АТ «амил»+НДМГ «гептил»[14][3].

Особенность: используются компоненты строго российского производства[1].

Первая ступеньПравить

Первой ступенью ракеты «Ангара-1.2» является универсальный ракетный модуль УРМ-1, аналогичный используемым на первой и второй ступени тяжелого носителя «Ангара-А5»[1][3]. Модуль представляет собой законченную конструкцию, состоящую из баков окислителя и горючего и двигательного отсека, имеет диаметр 2,9 м и длину 25,1 м, его масса составляет (с заправленным топливом) 149 тонн[15]. УРМ-1 оснащается жидкостным реактивным двигателем замкнутой схемы РД-191, созданным в НПО «Энергомаш» на базе двигателя РД-170, использовавшегося на первых ступенях ракет-носителей «Зенит» и «Энергия» и работающим на топливной паре «керосин-кислород»[16].

Двигатель РД-191 использует[17]:

  • окислитель — жидкий кислород технический, сорт 2 ГОСТ 6331-78;
  • горючее — керосин РГ-1 ТУ 38-001244-81 или керосин Т-6 ГОСТ 12308-89;
  • пусковое горючее — ПГ-2 ТУ 6-02-1-028-50.

Пневматическая система управления использует гелий технический ТУ 51-940-80, для предпусковых продувок применяется азот технический ГОСТ 9293-74[17].

В конфигурации первой ступени «Ангары-1.2» в состав УРМ-1 дополнительно включаются: блок управляющих газовых сопел, работающих на газе, отбираемом после турбонасосного агрегата двигателя РД-191; аэродинамические рули для управления по крену; промежуточный отсек для соединения со второй ступенью[18], передний отсек, стартовые опоры и различной аппаратурой бортовых систем. Также в состав первой ступени входят твёрдотопливные ракетные двигатели (РДТТ) торможения, обеспечивающие разделение I и II ступеней, которые установлены в районе межбакового отсека[3].

Для управления по крену на активном участке полёта используется комплект блоков сопел крена (КБСК), состоящих из двух агрегатов креновых сопел (АКС), расположенных на внешней стороне хвостового отсека ступени. В качестве рабочего тела АКС используют окислительный газ от двигателя РД-191[17].

Для отделения ускорителя ступени используются 8 ракетных двигателей на твёрдом топливе (РДТТ) 15Д4-00, разработанных ОАО «МКБ «Искра» им. И.И. Картукова. Время работы — до 1,1 секунды с тягой до 31883 ньютонов[17].

Вторая ступеньПравить

В штатной комплектации вторая ступень «Ангары-1.2» отличается от модуля УРМ-2[19], она несёт меньший запас топлива и имеет такой же диаметр, как УРМ-1 — 2,9 м. Как и модуль УРМ-2 для «Ангары-А5», вторая ступень «Ангары-1.2» работает на топливной паре «кислород-керосин» и использует двигатель замкнутой схемы РД-0124А, созданный в КБХА на базе двигателя РД-0124, используемого на «блоке И» ракет-носителей семейства «Союз-2» и имеющего рекордное для «керосиновых» двигателей значение удельного импульса. Двигатель РД-0124А имеет ряд конструктивных отличий от РД-0124 и увеличенное время работы[20][21]. Он является четырёхкамерным ЖРД, использующим дожигание окислительного генераторного газа. Это двигатель однократного включения, зажигание которого требует пускового горючего. Камеры имеют подвеску, которая обеспечивает их качание в тангенциальных плоскостях при помощи рулевых гидравлических приводов, работающих на горючем, отбираемым за насосом горючего[17].

Вторая ступень состоит из топливного бака, блока отсеков и маршевого двигателя, переднего отсека и агрегатного модуля, пневмогидравлические системы двигательных установок (ПГСП), электрогенерирующие сборки (ЭГС), различные бортовые системы, а также РДТТ торможения II ступени 15Д4-00 (4 шт.)[3][17].

Агрегатный модульПравить

Для формирования целевой орбиты космического аппарата на ракете «Ангара-1.2» используется отделяемый агрегатный модуль, работающий на высококипящей топливной паре АТ+НДМГ либо её зарубежном аналоге MON+MMH (оксиды азота и метилгидразин)[22]. Агрегатный модуль оснащён двигателями малой тяги, разработанными в НИИМаш (Свердловская область)[23] — четырьмя 11Д458 тягой по 40 кгс и четырнадцатью двигателями ориентации и стабилизации 17Д58Э тягой по 1,3 кгс каждый[24]. Это жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ) разработки и изготовления НИИМаш. Топливо самовоспламеняющееся, горючее — несимметричный диметилгидразин (НДМГ) по ГОСТ В 17803-72, окислитель — тетраоксид диазота с добавкой оксида азота в качестве ингибитора коррозии (АТИН) по ОСТ В 113-03-503-85[17].

Также агрегатный модуль предназначен для обеспечения ориентации в процессе пассивной стадии полёта, отделения полезной нагрузки с заданными параметрами движения, включая увод с рабочей орбиты. Также в модуле размещаются приборы бортовой аппаратуры системы управления ракеты (БАСУ), в том числе командные приборы для управления всем полётом «Ангары-1.2», средства отделения от II ступени, механизмы обеспечения теплового режима и оборудования, требуемое для автономного полёта агрегатного модуля в роли малоразмерного разгонного блока[3].

Космическая головная часть и обтекательПравить

Космическая головная часть предназначена для размещения полезной нагрузки и её защиты от внешних факторов. Космическая головная часть «Ангары-1.2» включает[3]:

  • переходную систему;
  • полезную нагрузку;
  • головной обтекатель 14С733.

Головной обтекатель ракеты «Ангара-1.2» 14С733 служит для защиты полезной нагрузки от аэродинамических нагрузок на участке выведения ракеты на орбиту[3]. Он состоит из двух створок, его оболочка имеет трёхслойную ячеистую структуру. Под обтекателем размещается агрегатный модуль, адаптер полезной нагрузки и выводимые космические аппараты. Обтекатель имеет диаметр 2,9 метра и общую длину 9,2 м. Фиксируется головной обтекатель пирозамками, при помощи которых он отстреливается в заданный момент. Для размещения полезной нагрузки под обтекателем может использоваться объём около 25 м³.[25][3]

Габаритный чертеж ракеты-носителя "Ангара А1.2".

ПроизводствоПравить

Ракеты семейства «Ангара» изготавливаются производственным объединением «Полёт» — омским филиалом ГКНПЦ им. Хруничева[26], производством агрегатного модуля (блока выведения) для «Ангары-1.2» занимается головное предприятие. Серийное производство ракет семейства «Ангара» планируется в 2024 году[27][28].

Список пусковПравить

Основная статья: Список пусков ракет-носителей «Ангара».

Пуски осуществлялись с действующей площадки 35 на космодроме Плесецк. Планируется создание стартового комплекса на космодроме «Восточный»[21]. Первый полёт РН «Ангара-1.2» в штатной конфигурации состоялся 29 апреля 2022 года[29][2]. Всего было осуществлено 3 запуска ракеты в модификации Ангара 1.2, все они были успешными.

  1. Ангара-1.2ПП — 09.07.2014[30] (Нештатная конфигурация носителя «Ангара-1.2» с УРМ-2 в качестве второй ступени, запущенная по суборбитальной траектории для лётной отработки УРМ-1 и УРМ-2).
  2. 29.04.2022[31][32][33].
  3. 15.10.2022[34][35].

ИсточникиПравить

  1. ↑ 1,0 1,1 1,2 1,3 Ракета-носитель «Ангара-1.2» / Роскосмос. Дата обращения: 20 июля 2024.
  2. ↑ 2,0 2,1 Семейство ракет-носителей «Ангара» / ГКНПЦ им Хруничева. Дата обращения: 22 июля 2024.
  3. ↑ 3,0 3,1 3,2 3,3 3,4 3,5 3,6 3,7 3,8 Нестеров В. Е. Космический ракетный комплекс «Ангара». Т. 1.— М.: Ремарко, 2018. — С. 303-319. (глава 7.2 ««Ангара-1.2» штатная»).
  4. ↑ 4,0 4,1 Нестеров В. Е. Космический ракетный комплекс «Ангара». Т. 1.— М.: Ремарко, 2018. — С.42-52 (Гл. 2.4-2.6)
  5. ↑ Нестеров В. Е. Космический ракетный комплекс «Ангара». Т. 1.— М.: Ремарко, 2018. — С.57-62 (Гл. 2.9)
  6. ↑ 6,0 6,1 Нестеров В. Е. Космический ракетный комплекс «Ангара». Т. 1.— М.: Ремарко, 2018. — С. 103-122. (Гл. 4.1)
  7. ↑ 7,0 7,1 Нестеров В. Е. Космический ракетный комплекс «Ангара». Т. 1.— М.: Ремарко, 2018. — С. 123-138. (Гл. 4.2)
  8. ↑ Нестеров В. Е. Космический ракетный комплекс «Ангара». Т. 1.— М.: Ремарко, 2018. — С. 139-149. (Гл. 4.3)
  9. ↑ 9,0 9,1 9,2 Нестеров В. Е. Космический ракетный комплекс «Ангара». Т. 1.— М.: Ремарко, 2018. — С. 150-165. (Гл. 4.4)
  10. ↑ 10,0 10,1 Нестеров В. Е. Космический ракетный комплекс «Ангара». Т. 1.— М.: Ремарко, 2018. — С. 166-185. (Гл. 4.5)
  11. ↑ Нестеров В. Е. Космический ракетный комплекс «Ангара». Т. 1.— М.: Ремарко, 2018. — С. 291-298. (глава 7.1 «Анализ вариантов РКН»).
  12. ↑ Центр им. Хруничева приступил к разработке многоразовой ступени для ракеты лёгкого класса «Ангара-1.2» «Интерфакс» (9 января 2018). Дата обращения: 21 августа 2024.
  13. ↑ Как на космодроме Восточный испытывается «Ангара-НЖ» / «Российская газета» (11 декабря 2023). Дата обращения: 20 июля 2024.
  14. ↑ Ракетные двигатели малой тяги / ФГУП НИИМАШ, 2015. Дата обращения: 22 июля 2024.
  15. ↑ Ангара ракета-носитель: фото, характеристики, видео / Avia.pro (07.03.2019). Дата обращения: 22 июля 2024.
  16. ↑ Афанасьев И., Воронцов Д. Первый старт «Ангары» // Взлёт : журнал. — 2014. — № 9. — С. 23—24.
  17. ↑ 17,0 17,1 17,2 17,3 17,4 17,5 17,6 Нестеров В. Е. Космический ракетный комплекс «Ангара». Т. 1.— М.: Ремарко, 2018. — С. 328-347. (глава 7.4 «Системы и агрегаты РКН»).
  18. ↑ И. Афанасьев. Первый полет «Ангары» // Новости космонавтики. — ФГУП ЦНИИмаш, 2014. — № 09 (380). Архивировано 6 октября 2014 года. Дата обращения: 22 июля 2024.
  19. ↑ Экзамен сдан на «отлично» / Роскосмос (06.01.2021). Дата обращения: 22 июля 2024.
  20. ↑ Афанасьев И., Воронцов Д.  Российские ЖРД большой тяги для космических ракет-носителей // Взлёт. — 2008. — № 4. Дата обращения: 23 июля 2024.
  21. ↑ 21,0 21,1 РД0124А / КБХА. Дата обращения: 23 июля 2024.
  22. ↑ Бешенев Ю. А., Булдашев С. А., Казанкин Ф. А., Лемский Н. В., Семкин Е. В. Экспериментальные исследования возможности адаптации ЖРДМТ разработки ФГУП «НИИМаш» под топливную пару MON-3 + MMH с обеспечением удовлетворительного теплового состояния двигателей // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. —— 2011. — №3(27). — С. 267-269.
  23. ↑ Двигатели малой тяги / ФГУП «НИИМаш». Дата обращения: 23 июля 2024.
  24. ↑ Центр Хруничева и НИЦ РКП: успешные огневые стендовые испытания агрегатного модуля ракеты-носителя «Ангара» / ГКНПЦ им Хруничева (17.11.2017). Дата обращения: 23 июля 2024.
  25. ↑ Angara 1.2 / International Launch Services, Inc. — 2017. Дата обращения: 23 июля 2024.
  26. ↑ На омском ПО «Полёт» в производстве находится 11 ракет-носителей «Ангара» / Коммерческие вести (02.03.2022). Дата обращения: 23 июля 2024.
  27. ↑ Омская «Ангара-1.2» вывела на орбиту спутник «Космос-2560», однако к полноценному серийному производству «Ангары» ПО «Полет» ещё не готово / Коммерческие вести (16.10.2022). Дата обращения: 23 июля 2024.
  28. ↑ История и характеристики ракет-носителей «Ангара» / ТАСС (08.04.2014). Дата обращения: 23 июля 2024.
  29. ↑ Гендиректор Центра им. Хруничева: в мире есть интерес к ракете «Ангара» / ТАСС (04.05.2022). Дата обращения: 23 июля 2024.
  30. ↑ Первая российская ракета-носитель «Ангара» успешно запущена с космодрома Плесецк / ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (09.07.2014). Дата обращения: 23 июля 2024.
  31. ↑ С космодрома Плесецк запущена ракета «Ангара-1.2» / «Роскосмос» (30 апреля 2022). Дата обращения: 23 июля 2024.
  32. ↑ Лёгкая ракета-носитель «Ангара-1.2» впервые вывела военный спутник на орбиту. «ТАСС» (30 апреля 2022). Дата обращения: 23 июля 2024.
  33. ↑ Запущенный в интересах Минобороны спутник выведен на орбиту / «РИА «Новости»» (30 апреля 2022). Дата обращения: 23 июля 2024.
  34. ↑ Роскосмос отправляет лёгкую «Ангару» для завершения лётных испытаний на Плесецк / ТАСС.  (19.07.2022). Дата обращения: 23 июля 2024.
  35. ↑ С космодрома Плесецк стартовала ракета-носитель «Ангара-1.2» / Роскосмос  (16.10.2022). Дата обращения: 23 июля 2024.
Источник — https://in.wiki/w/index.php?title=Ангара-1.2&oldid=1157582