Ракета-носитель (РН) "Днепр" на базе РС-20 предназначена для оперативного, высокоточного выведения на околоземные орбиты с высотами 300-900 км одного или группы космических аппаратов различного назначения массой до 3,7 т.
Ракета-носитель создана на базе самой мощной в мире межконтинентальной баллистической ракеты РС-20 (SS-18 Satan), обладающей высокими энергетическими возможностями и надежностью, подтвержденными в более чем 160 пусках (в том числе в рамках конверсионной программы).
Конструктивная схема ракеты РС-20 и инвариантность системы управления позволили создать на ее основе высокоэффективную ракету-носитель с космической головной частью, отвечающую современным требованиям к средствам выведения космических аппаратов.
Энергетические возможности и реализуемые наклонения орбит ракеты РС-20 позволяют использовать ее при выведении аппаратов перспективных систем низкоорбитальной спутниковой связи, дистанционного зондирования Земли, научного назначения. Кроме того, РС-20 имеет надежность и точность выведения полезной нагрузки более высокую, чем у существующих ракет-носителей, что определяет значительный потенциальный рынок реализации услуг по запуску космических аппаратов.
Всего с 21 апреля 1999 года по 25 марта 2015 года было выполнено 22 пуска ракет-носителей "Днепр", на орбиты выведены 139 космических аппаратов.
При создании РН на базе РС-20 реализованы следующие основные принципы:
максимальное использование ранее созданных и отработанных систем и агрегатов комплекса РС-20;
применение отработанных технологий работ;
использование существующих трасс полета ракеты-носителя, имеющих отведенные поля падения ступеней ракеты и головного аэродинамического обтекателя.
Ракета выполнена по схеме с последовательным расположением ступеней и космической головной части.
В состав РН входят первая, вторая и разгонная ступени, переходники первой и второй ступеней, головной аэродинамический обтекатель с переходником. Все составные части РН, за исключением переходника обтекателя, являются штатными ракеты РС-20. Переходник обтекателя представляет собой цилиндрический отсек диаметром 3000 мм.
Первая и вторая ступени ракеты- носителя используются без доработок. Третья ступень ракеты доработана в части модернизации блока ПЗУ системы управления. Данная модернизация позволяет реализовывать заданную программу полета первой, второй и третьей ступеней, формирование и последовательную выдачу команд на элементы автоматики устройств отделения КА и отделяемых узлов космической головной части (КГЧ), увод третьей ступени и КГЧ с рабочей орбиты после отделения всех КА.
Двигательные установки ракеты РС-20 используются без доработок. На первой ступени установлена двигательная установка (ДУ) РД-264, состоящая из четырех однокамерных ЖРД РД-263, выполненных по замкнутой схеме. ДУ (РД-0228) второй ступени состоит из маршевого однокамерного ЖРД РД-0229 и четырех- камерного рулевого ЖРД РД-0230.
Система управления РН - штатная, ракеты РС-20, инерциальная, высокоточная на базе БЦВМ, доработанная в части программно-математического обеспечения, электрической связи КА с наземной проверочно-пусковой аппаратурой и ввода служебных команд в КА в процессе предстартовой подготовки и полета. Система измерений обеспечивает прием и передачу телеметрической информации с РН и КА до отделения от РН. Система безопасности РН предназначена для прекращения полета первой и второй ступеней в аварийных ситуациях - при отклонении от заданных параметров.
Космический аппарат (космические аппараты при кластерном запуске) размещается внутри космической головной части. КГЧ состоит из головного обтекателя, цилиндрической промежуточной секции, переходника (переходников), защитной мембраны, газодинамического экрана.
Головной обтекатель представляет собой четырехсекционную коническую конструкцию и стыкуется в продольном направлении вдоль осей стабилизации I и III, которые делят обтекатель на две створки (секции), соединенные между собой с помощью 28 пиротехнических устройств. Обтекатель установлен сверху цилиндрической промежуточной секции и присоединен к ней с помощью 8 пироустройств.
Промежуточная секция представляет собой цилиндрическую конструкцию, включающую в себя две платформы - А (на верхней крайней кольцевой раме которой устанавливается головной обтекатель) и В (донная кольцевая рама, которая присоединяется к третьей ступени). Обе платформы соединены между собой с помощью 6 пироустройств.
Переходник представляет собой вновь разработанную коническую конструкцию. К верхнему фланцу переходника присоединены КА и специальная защитная мембрана. Нижний фланец адаптера установлен на нижней кольцевой раме платформы В.
Для защиты КА от воздействия струй двигателя третьей ступени применяется газодинамический экран, который устанавливается на верхнем кольце платформы А и отделяется раньше, чем происходит отделение космического аппарата.
РН, установленная в шахтную пусковую установку и заправленная компонентами топлива, может находиться в ПУ до установки КГЧ с КА или с установленной КГЧ неограниченное время в пределах срока эксплуатации. Замена КА (КГЧ) не требует слива топлива и изъятия РН из ПУ.
Старт РН - минометный. Двигательная установка первой ступени запускается после выхода носителя из транспортно-пускового контейнера (ТПК).
Разделение ступеней осуществляется по штатной отработанной схеме. Головной обтекатель сбрасывается путем подрыва пироболтов и разбрасывания створок в боковых направлениях. Отделение КА от разгонной ступени производится путем увода отделяющейся части ступени от КА при работе двигателя в дросселированном режиме.
При выводе космического аппарата на круговую орбиту без маневров рыскания максимальные отклонения (с вероятностью р = 0,993) параметров орбиты от номинальных значений в момент отделения спутника не превосходят значений, приведенных в таблице.
| Точность выведения спутников на орбиту | |||
|---|---|---|---|
|
Параметры орбиты |
Н = 300 км, i = 98° |
Н = 600 км, i = 98° |
Н = 900 км, i = 65° |
|
Высота, км |
+4,0 |
±5,5 |
±10,0 |
|
Период обращения, с |
±3,0 |
±4,0 |
±6,5 |
|
Наклонение, град. |
±0,040 |
±0,045 |
±0,050 |
|
Прямое восхождение восходящего узла, град. |
±0,050 |
±0,060 |
±0,070 |
| Основные характеристики РН РС-20 | |
|---|---|
|
Стартовый вес (при массе КА 2000 кг), кг: |
|
|
первая ступень |
208900 |
|
вторая ступень |
47380 |
|
третья ступень |
6266 |
|
Габаритные размеры, м: |
|
|
длина (со штатной длиной переходника обтекателя) |
34,3 |
|
диаметр |
3,0 |
|
Компоненты топлива на всех ступенях: |
|
|
окислитель |
AT (азотный тетроксид) |
|
горючее |
ндмг |
|
Рабочий запас топлива, кг: |
|
|
первая ступень |
147900 |
|
вторая ступень |
36740 |
|
третья ступень |
1910 |
|
Тяга двигателей в пустоте, тс: |
|
|
первая ступень |
461,2 |
|
вторая ступень |
77,5 |
|
третья ступень (основной режим / дросселированный режим) |
1,9/0,8 |
|
Полетная надежность |
0,97 |
|
Наклонение плоскостей орбит выведения, град. |
50,5; 64,5; 87,3; 98 |
|
Эксплуатационные нагрузки: |
|
|
осевая продольная перегрузка |
до 7,5 |
|
поперечная перегрузка |
до 0,8 |
|
интегральная акустическая нагрузка |
до 140 дБ |
Стартовый комплекс (СК) представляет собой совокупность технологических сооружений, систем и коммуникаций, обеспечивающих выполнение следующих задач:
приведение в готовность к пуску ракеты РС-20 с космическим аппаратом;
непрерывный и периодический автоматизированный дистанционный контроль состояния ракеты-носителя с космическим аппаратом и оборудования пусковой установки;
проведение пуска ракеты-носителя.
В состав стартового комплекса входят:
три пусковых установки шахтного типа (количество пусковых установок при необходимости может быть увеличено до четырех);
командный пункт управления;
унифицированная система внутреннего электроснабжения;
межплощадочные кабельные линии управления и связи;
подвижное технологическое оборудование;
межплощадочные автомобильные дороги и инженерные сооружения.
Старт РН из транспортно-пускового контейнера осуществляется по «минометной» схеме с помощью порохового аккумулятора давления. Двигательная установка первой ступени носителя запускается после выхода ракеты из транспортно-пускового контейнера. Контроль за прохождением команд осуществляется по проводным каналам связи с помощью системы дистанционного управления и контроля, аппаратура которой размещается на командном пункте. Командный и наблюдательный пункты расположены на безопасном расстоянии от пускового сооружения стартового комплекса. Для транспортировки и стыковки к ракете-носителю космической головной части используется имеющийся на космодроме транспортно-стыковочный агрегат с системой обеспечения температурно-влажностного режима.
Применение для запусков РН на базе РС-20 шахтных пусковых установок имеет ряд преимуществ:
обеспечение требуемого температурного режима в любое время года;
проведение пуска в любых погодных условиях;
возможность нахождения ракеты в заправленном состоянии в пусковой установке практически неограниченное время в постоянной готовности к пуску.
К другим достоинствам СК ракеты РС-20 следует отнести:
возможность снятия и повторной установки КГЧ на заправленную ракету;
отсутствие необходимости слива топлива и удаления ракеты-носителя из пусковой установки при переносе пуска.
В качестве технического комплекса РН используется существующая техническая позиция ракеты РС-20 в составе:
площадки перегрузки для обеспечения перегрузки ракеты и комплектующих элементов с железнодорожных транспортных средств на грунтовые агрегаты;
технических зон для хранения и обслуживания подвижного технологического оборудования и ЗИП;
служебно-лабораторного корпуса для проверки аппаратуры ЗИП.
Для обеспечения заправочно-сливных работ компонентами ракетного топлива и сжатыми газами разгонной ступени используется существующая унифицированная заправочная станция.
Технический комплекс космического аппарата и космической головной части предназначен для выполнения следующих операций:
приема, временного хранения и проведения подготовки космического аппарата;
сборки и подготовки космической головной части (в составе космического аппарата, адаптера и головного обтекателя ракеты-носителя).
В качестве технического комплекса КА предусмотрено задействование существующей на космодроме Байконур технической позиции КА с использованием существующих сооружений с их техническими системами, инженерными коммуникациями, сетью автомобильных и железных дорог, системами технологического оборудования, обеспечивающего выполнение работ, связанных с наземной подготовкой КА. В первых двух пусках ракеты РС-20 для подготовки космических аппаратов использовались помещения и оборудование, размещенные в МИКе РН «Зенит» (сооружение 41, площадка 42).
«Чистая камера» МИКа-два зала суммарной площадью 212 м2 и шлюзовой отсек площадью 32,6 м2. В шлюзовом отсеке и залах «чистой камеры» имеются электроcтали грузоподъемностью 850 кгс. Максимальная высота подъема крюков тали-8,2 м. Габариты ворот шлюзового отсека, ворот между залами «чистой камеры» и ворот со стороны РН «Зенит»-5,2x6,3 м, 5,2x8,2 м и 5,2x6,3 м соответственно. В «чистой камере» поддерживается температурный режим от 21,1°С до 26,7°С и влажность 30-60%. Чистота воздуха 100000 (федеральный стандарт США FED-STD-209E). Помещение для размещения контрольно-проверочной аппаратуры (КПА) КА имеет площадь 53 м2 (29 м2 и 24 м2).
Имеется возможность разместить технический комплекс космического аппарата и космической головной части в сооружении 40 площадки 31.
Монтажно-испытательный корпус состоит из трех зон: «А», «В» и «С»:
зона «С» предназначена для приема КА в транспортировочном контейнере, приема адаптера КА и головного обтекателя ракеты-носителя, проведения погрузочно-разгрузочных работ;
зона «В» предназначена для проведения персоналом Заказчика подготовительных операций с космическим аппаратом - механических и электрических проверок;
зона «А» предназначена для сборки КГЧ, проведения необходимых механических и электрических проверок.
МИК оборудован техническими системами: системой электроснабжения с параметрами, предусмотренными как стандартами России, так и США, системами отопления, вентиляции, кондиционирования, водопровода, канализации, охранной и пожарной сигнализации и различными системами связи.
| Стартовая масса | 208-211 т |
| Полезная нагрузка | 3700 кг |
| Количество ступеней | 3 |
| Общая длина | 34 м |
| Маршевые двигатели | РД-264 |
| Компоненты топлива | Горючее-гептил, Оксилитель-Тетраоксид диазота |
| Космодром | Байконур |
| Первый запуск | 21 апреля 1999 |
| Последний запуск | 26 марта 2015 |
| Разработчик | МКК Космотрас |
| Изготовитель | Южмаш |