Межконтинентальные баллистические ракеты семейства Atlas. Межконтинентальные баллистические ракеты семейства Atlas Варианты и их обозначения
История создания МБР семейства "Atlas" прослеживается с послевоенного периода, когда в 1946 году ВВС Армии США подписали с корпорацией "Consolidated Vultee Aircraft" (позднее названной "Convair") контракт на создание экспериментальной одноступенчатой ракеты MX-774 для отработки технологий перспективных МБР с дальностью действия до 9300км. Основное внимание уделялось вопросам отработки двигательной установки, системам управления и наведения, аэродинамике, траектории полета и отделяющейся ГЧ. Несмотря на кропотливую работу, все 3 проведенных в 1948-м году испытания новой ракеты окончились неудачами, преимущественно из-за проблем с двигательной установкой. Это значительно охладило интерес американских военных к новому виду оружия, особенно по сравнению со стратегическими бомбардировщиками того времени, чья дальность, скорость и разрушительная сила росли впечатляющими темпами. Тем не менее, испытания подтвердили принципиальную работоспособность большинства систем ракеты. Успешно зарекомендовавшие себя элементы ракеты MX-774 нашли свое применение в проекте MX-1593, в 1951 году получившем название "Atlas". К 1955 году фирма "Convair" подготовила проект МБР, имевшей дальность 8800 км при забрасываемой массе в 3,2 т. Однако при этом новая ракета должна была иметь впечатляющие габариты и массу - длину 32 м, диаметр 3,6 м и массу 297 т. Техническая сложность создания подобных ударных средств ставила под сомнение возможность их успешной разработки в заданные сроки с разумным уровнем затрат. Проблема разрешилась со временем благодаря прогрессу в создании компактных термоядерных зарядов большой удельной мощности, что позволило уменьшить массу ГЧ, а, следовательно, и массу МБР в целом.
Производство узлов новой МБР началось в 1955 году на заводе фирмы "Convair" в г. Сан-Диего (Калифорния). Темп работ был высоким - уже летом 1956 года началась стендовая отработка двигательной установки. Первый старт прототипа новой МБР, получившего название "Atlas-A", состоялся с авиабазы Патрик (Флорида) в июне 1957 года и был неудачным. Ракеты в этом варианте оснащались макетами стартовых и рулевых ЖРД, неотделяющимся макетом ГЧ и большим количеством контрольно-регистрирующей аппаратуры. Дальность полета не превышала 960 км. Из восьми пусков удачными были только два.
Следующий вариант ракеты получил наименование "Atlas-B". Силовая установка этой МБР уже была полностью укомплектована двигателями, а головная часть представляла собой отделяемый прототип моноблочной термоядерной головной боевой части Mk2, которая была построена с использованием принципа «теплоотвода» и выполнена на основе специальных сплавов и керамик с высокой температурой плавления. Этот вариант МБР в 1958-1959 годах применялся для комплексных испытаний системы в целом, в том числе и для контрольных стрельб на расчетную дальность. Кроме этого, эта ракета применялась и для вывода полезного груза на орбиту ИСЗ (первый старт в таком качестве - декабрь 1958 года).
Уже с декабря того же 1958 года начались запуски третьего варианта ракеты - "Atlas-C", которая являлась предсерийным вариантом и использовалась для квалификационных испытаний всей системы оружия. Штатная модель МБР, получившая наименование "Atlas-D" (SM-65), встала на боевое дежурство в сентябре 1959 года.
Состав
МБР "Atlas-D" (SM-65) предназначалась для доставки термоядерной моноблочной головной части (ГЧ) массой (в перспективе) около 1,5т на дальность до 14000 км. Стартовая масса первой модели МБР "Atlas-D", вставшей на боевое дежурство, составляла 118.6т при длине 22,1м и диаметре 3,05м.
Силовая установка, получившая название MA-2, была разработана фирмой "North American Rocketdyne" и состояла в общей сложности из пяти ЖРД: двух стартовых ЖРД LR-89-NA-3, одного маршевого ЖРД LR-105-NA-3 и двух рулевых ЖРД LR-101-NA-7. Все двигатели использовали в качестве горючего специальный ракетный керосин RP-1, а в качестве окислителя - жидкий кислород В установке использовалась турбонасосная система подачи компонентов топлива без дожигания газогенераторного газа. Маршевый, стартовые и рулевые двигатели крепились в специальных карданных подвесах для управления ракетой на активном участке полета. Стартовые двигатели, использовавшиеся для управления по каналам тангажа, рыскания и крена, могли отклоняться в подвесах на угол до 5°, а маршевый двигатель, использовавшийся для управления по каналам тангажа и рыскания - до 3°. Все двигатели силовой установки за исключением рулевых включались на старте одновременно. Рулевые двигатели запускались спустя 2,5с после старта ракеты. Конструктивной особенностью ракет "Atlas" являлся сброс хвостовой юбки (первой ступени) со стартовыми ЖРД спустя примерно 2 минуты после старта (спустя 3с после отсечки их тяги). Подобная, т.н. "полутораступенчатая" схема, была принята американскими конструкторами вынужденно, в силу отсутствия данных по вопросам запуска ЖРД в вакууме, в условиях невесомости и знакопеременных нагрузок. Управление ракетой по каналу крена после отделения стартовых ЖРД осуществлялось только рулевыми ЖРД (которые в течение всего полета использовались также и для точного управления по каналам тангажа и рыскания). Ими же производилась точная коррекция скорости МБР перед отделением ГЧ после окончания работы маршевого ЖРД (в течение примерно 40с). Увод ракеты от ГЧ осуществлялся с помощью блока из 2-х РДТТ.
Ракеты первых серий (вплоть до "Atlas-D"), оснащались радиоинерциальной системой управления производства фирм "General Electric" и "Burroughs". Основное электронное оборудование ракеты (блок аналоговых вычислителей, гироплатформа, антенны и приемники) размещалось в двух обтекаемых гаргротах, диаметрально расположенных на баковом отсеке.
Высокое конструктивное совершенство МБР, сухая масса которой без ГЧ составляла около 6,4т (для "Atlas-D"), обеспечили тонкостенные несущие баки. Топливный отсек длиной 18м являлся основным силовым элементом конструкции. Специально для МБР данного семейства была разработана аустенитная сталь AISI-301 с пределом прочности 14060 кг/см2. Ее технологические и прочностные характеристики позволили уменьшить толщину стенок в основании топливного отсека до 1мм, а в верхней части и до 0,1мм. Сборка МБР производилась путем сварки отдельных секций высотой 0,9м. Во избежание деформаций готовые секции, а затем и весь бак крепились в специальной оснастке. Баки окислителя и горючего имели совмещенные днища, выгнутые вверх в сторону бака окислителя. Емкостью бака окислителя - 71м3, бака горючего - 43,7м3. Нижнее днище последнего представляло собой усеченный конус, на котором крепилась стальная рама маршевого ЖРД. Двусторонняя сварка нижнего днища являлась заключительной операцией сборки топливного отсека. При ее выполнении в течение 16 часов внутри бака находились двое рабочих, управлявших сварочным аппаратом (смена группы операторов во избежание приступов клаустрофобии производилась через люк-лаз в днище каждые два часа). После завершения сборки отсека осуществлялся технологический наддув его баков азотом, который поддерживался на всех последующих этапах сборки и эксплуатации ракеты. Избыточное давление в 0,35 кг/см2 придавало такую устойчивость стенкам бака, что, по выражению американских техников, «корпус баков без всяких повреждений мог выдержать удар молотком». Несмотря на всю гиперболизированность этого высказывания, в одном из испытательных запусков после отказа в полете двигательной установки ракета выполнила полную «петлю», сохранив при этом целостность конструкции.
Первоначально МБР "Atlas-D" были укомплектованы боевым блоком Mk2 весом 2.5т (разработан "General Electric Corporation"), оснащенный термоядерной боевой частью W-49 мощностью 1,45 Мт, что при КВО порядка 2,8км обеспечивало надежное поражение площадных стратегических целей (крупных военных баз и городов) противника. Дальность стрельбы составляла 10300 км. На боевом дежурстве на авиабазе Ванденберг (шт.Калифорния) начиная с сентября 1959 года находилось не более 3 МБР "Atlas-D", расположенных на открытых стартовых площадках в вертикальном положении. Прошло чуть более года и на вооружение поступила ракета "Atlas-D", оснащенная новым боевым блоком Mk3 с БЧ W-49, который был оснащен теплозащитой абляционного типа. Вес ББ Mk3 составлял 1,34т. Существенно меньшая масса боевой нагрузки позволила значительно увеличить дальность полета (в пределе до 14480км), что, однако, сопровождалось увеличением КВО до 3,7 км.
Несколько возросла защищенность ракетного комплекса к поражающим факторам ядерного взрыва - ракеты стали размещаться в горизонтальном положении в надземных железобетонных ангарах со сдвижной крышей, выдерживавших избыточное давление во фронте ударной волны до 0,35 кгс/см2 (см.схему ). Размеры бункера - 31,4*40,5 м. Подземное (с крышей на уровне земли) двухэтажное здание командного пункта, выполненное из железобетона, имело размеры 22,25*23,78 м. Одноэтажное (частично наземное) здание, в котором размещались РЛС и вычислительные машины радиоинерциальной системы наведения (пункт управления и наведения), имел размеры 22,86*64,62м. Вспомогательные источники энергии (3 мощных дизель-генератора) размещались в одноэтажном бетонном здании размером 19,2*19,8 м. Лишь перед началом заправки крыша ангара раздвигалась и ракета поднималась с помощью системы домкратов в вертикальное положение. В таком варианте МБР "Atlas-D" были развернуты на авиабазах Ванденберг (3 МБР), Ф.Е. Уоррен (Вайоминг, 15 МБР), Оффут (Небраска, 9 МБР).
Первые ракеты, вставшие на боевое дежурство, имели один КП для группы из трех ПУ и один пункт управления и наведения для 3-х или 6-и ПУ. Позднее был выбран метод размещения, при котором группа из 3-х ПУ имела один совмещенный с КП пункт управления и наведения (в частично наземном сооружении из бетона/железобетона размерами 32,6*36,9 м). Во избежание массового уничтожения таких групп одним ударом они были разделены расстояниями в 32,2-48,3 км. В 1962г. модификация МБР "Atlas-D" для стартов с открытых площадок получили обозначение PGM-16D, а для старта из защищенных ПУ - CGM-16D. Сразу после начала массового развертывания МБР CGM-16D было принято решение о снятии первых трех МБР PGM-16D с БЧ Mk2, базировавшихся на незащищенных площадках, с боевого дежурства (выполнено к началу 1963 года). Все остальные ракеты этой модификации были сняты с боевого дежурства в 1964 году.
Всего в испытательных целях было запущено в разные годы 49 МБР "Atlas-D". Полностью успешными были признаны 35 запусков. Полное развертывание всех МБР данной модификации было завершено в мае 1961 года.
Следующая модификация МБР семейства - "Atlas-E" (SM-65E, с 1962г. CGM-16E) получила модифицированную силовую установку MA-3 (два стартовых ЖРД LR-89-NA-5, один маршевый ЖРД LR-105-NA-5, два рулевых ЖРД LR-101-NA-7), более мощную БЧ с ББ повышенной точности (производства фирмы AVCO), инерциальную систему управления фирмы "American Bosch Arma". На новой ракете за счет повышения плотности компоновки удалось несколько увеличить и количество компонентов топлива, размещаемого на борту. Использование автономной инерциальной системы управления позволило отказаться от строительства групповых стартовых позиций (что ранее диктовалось необходимостью радиокоррекции полета МБР). Использование стартовых площадок одиночного старта обеспечило повышенную выживаемость ракетного комплекса в случае превентивного удара вероятного противника. Ракета размещалась в подземном железобетонном бункере размером 32*30,5 м, раздвижная крыша которого находилась на уровне земли (см.схему ). Это обеспечило повышенный уровень устойчивость к ПФЯВ и позволял комплексу выдерживать избыточное давление во фронте ударной волны до 1,76 кгс/см2. Командный пункт из железобетона был также выполнен подземным (с крышей на уровне земли) размером 16,46*27,43 м и соединялся с ПУ туннелем. Расстояние между соседними ПУ было не менее 32,2 км.
Новый ББ Mk4 (весом 1,74т) был оснащен более мощной термоядерной БЧ W-38 мощностью 4,5Мт и имел КВО равное 2,7км. Правда, это было достигнуто отчасти и за счет уменьшения дальности стрельбы, составившей для данной модификации величину в 12100км. Разработка МБР "Atlas-E" началась в апреле 1958 года. Новые МБР были развернуты в сравнительно большом количестве на авиабазах Ванденберг (1 МБР), Фэйрчайлд (Вашингтон, 9 МБР), Форбс (Канзас, 9 МБР), Ф.Е. Уоррен (9 МБР). Первые МБР встали на боевое дежурство в октябре 1961 года. Последняя МБР данной модификации была снята с боевого дежурства в 1965 году.
В ноябре 1959 года начались работы по созданию самой совершенной модификации МБР семейства - ракеты "Atlas-F" (SM-65F, с 1962-го года - HGM-16F). Модернизации подверглись топливная система ракеты и стартовый комплекс, что позволило существенно ускорить процедуру заправки и запуска (от начала заправки до пуска проходило 17 минут). Кроме того, повышение надежности узлов МБР позволило достаточно долгое время хранить МБР в частично заправленном состоянии в повышенной готовности к пуску (от начала дозаправки до запуска проходило 5 минут). Вторым и не менее важным козырем новой ракеты стал новый метод развертывания - вертикально в подземных шахтных пусковых установках одиночного старта (ШПУ ОС) размером 53*15,85м (см.схему ), выполненных из тяжелого железобетона, которые выдерживали избыточное давление во фронте ударной волны до 7 кгс/см2. Непосредственно перед стартом ракета в уже заправленном состоянии поднималась из шахты на поверхность с помощью специального лифта, что позволяло снизить ее уязвимость к внезапной атаке противника (см.фото ). Шахта была закрыта парой железобетонных дверей массой 45т каждая. КП цилиндрической формы размером 8,23*12,2 м, размещавшийся около каждой ШПУ ОС, также был выполнен подземным из тяжелого железобетона и соединялся с ШПУ ОС подземным туннелем длиной 15,2м и диаметром 2,5м. Новые МБР были развернуты на авиабазах Ванденберг (2 МБР), Шиллинг (Канзас, 12 МБР), Линкольн (Небраска, 12 МБР), Алтус (Оклахома, 12 МБР), Дайесс (Техас, 12 МБР), Уокер (Нью-Мексико, 12 МБР) и Платтсбург (Нью-Йорк, 12 МБР). Дистанция между соседними ШПУ ОС находилась в пределах 32,2-48,3 км. МБР "Atlas-F" находились на боевом дежурстве с 1962г. по 1965г.
Среди американских ракетчиков МБР семейства "Atlas" получили прозвище Beast, т.е. "Зверь". Максимальное количество развернутых ракет семейства "Atlas" пришлось на начало 1963 года - было развернуто 30 МБР "Atlas-D" (включая 3 PGM-16D на открытых площадках), 28 МБР "Atlas-E" и 74 МБР "Atlas-F". Учитывая то, что вместе с МБР семейства "Atlas" к концу 1963 года было развернуто еще 54 МБР "Titan-I" на 5 авиабазах, а также началось (в 1962-м - 1963-м годах) развертывание значительно более эффективных МБР второго поколения - "Titan-II" и "Minuteman-I" , ни о каком «ракетном отставании» США от СССР не могло идти и речи, хотя эта тема весьма часто поднималась в США того периода времени в целях оправдания разжиганию гонки вооружений.
МБР семейства "Atlas", как и прочие МБР первого поколения, были небезопасны в обращении - в разные годы при процедурах заправки взрывами были уничтожены 4 стартовые позиции. Лишь благодаря высокой степени автоматизации процессов предстартовой подготовки удалось во всех случаях избежать погибших, ранен был лишь 1 человек.
Кроме того, постройка и эксплуатация всех соответствующих сооружений только для одной ПУ ракеты "Atlas-F" обходилась, по американским данным, во столько же, во сколько обходилась постройка и эксплуатация одного звена (10 ракет) МБР "Minuteman-I". Успешные испытания и развертывание МБР второго поколения привели к тому, что уже в мае 1963 года Штаб ВВС одобрил снятие с дежурства МБР "Atlas-D", "Atlas-E" и "Titan-I" в период с января 1965г. по декабрь 1968г. В дальнейшем было решено ускорить этот процесс и МБР "Atlas-D" были сняты с дежурства с мая по октябрь 1964 года. Тогда же года министр обороны Макнамара обнародовал план (известный под названием “Project Added Efforts”), согласно которому все МБР "Atlas-E" и "Titan-I" снимались с боевого дежурства к декабрю 1965 года. В ноябре того же года план “Project Added Efforts” был распространен и на все оставшиеся МБР первого поколения, которые должны были быть сняты с боевого дежурства не позднее июня 1965г. МБР "Atlas-F" были сняты с дежурства с декабря 1964г. по апрель 1965г., а "Atlas-E" с января по март 1965г. Таким образом, к концу июня 1965 года САК ВВС США официально деактивировало все подразделения, вооруженные МБР первого поколения. Правда, история МБР "Atlas" на этом не закончилась - все снятые с вооружения ракеты были заскладированы на авиабазе Нортон (Калифорния), и впоследствии интенсивно использовались в качестве ракет-носителей в рамках различных программ освоения космоса. В течение 1968-1995 г.г. из 136 МБР "Atlas-E" и "Atlas-F" в качестве РН было использовано 46 при надежности 91%. Кроме того, ракеты использовались и в рамках ряда исследовательских программ,например, при испытаниях ББ для БРПЛ "Trident-I" C-4. Оставила МБР "Atlas" свой след и в деле пилотируемого освоения космоса человеком - модифицированный вариант "Atlas-Mercury" в 1962-м - 1963-м годах вывел на орбиту ИСЗ четыре одноместных пилотируемых космических корабля "Mercury". Дальнейшее развитие концепции системы "Atlas" привело к созданию целого семейства ракет-носителей различной грузоподъемности ("Atlas-2AS" , "Atlas-3" , "Atlas-5" и др.), которые используются и в настоящее время, в том числе и с ракетными двигателями российского производства.
Оценивая проект в целом, можно отметить, что для конца 50-х годов американцам удалось создать довольно совершенную МБР первого поколения способную поражать всю номенклатуру стратегических целей на территории СССР и стран ОВД. Тем не менее, ракета (как и любая МБР первого поколения) была сложна и капризна в обслуживании, требовала чрезвычайно дорогостоящей инфраструктуры. Ее постановка в таком, сравнительно массовом (вкупе с Titan I - около 190 штук чуть более чем за 3 года) количестве на боевое дежурство стала возможной лишь благодаря возможностям американской промышленности того периода и разгару «холодной войны». Исторической справедливости ради стоит отметить, что советские конструкторы и военно-политические деятели не увлекались созданием МБР первого поколения, прекрасно осознавая их недостатки и потенциальные возможности нашей промышленности: ракеты Р-7/Р-7А и Р-9А были развернуты в сравнительно небольших количествах - не более 35 штук. Ракета же "Atlas" гораздо эффективней проявила себя уже в качестве ракеты-носителя космических аппаратов различного назначения.
Тактико-технические характеристики
| CGM-16D | CGM-16E/HGM-16F | |
| Дальность стрельбы, км | 14 480 | 12 100 |
| КВО, км | 3,7 | 2,7 |
| Мощность БЧ, Мт | 1,45 | 4,5 |
| Высота апогея траектории полета ГЧ, км | 1500 | 1500 |
| Длина в сборе, м | 22,9 | 25,1 (с адаптером под новый ББ) |
| Длина сборки первой и второй ступеней, м | 21,2 | 20,12 |
| Диаметр по обтекателям стартовых двигателей первой ступени, м | 4,9 | 4,9 |
| Диаметр второй ступени, м | 3,05 | 3,05 |
| Масса, т: | ||
| - полностью снаряженной ракеты | 117,44 | 122,74 |
| - пустой первой ступени | 3,05 | 3,174 |
| - пустой второй ступени | 3,347 | 4,926 |
| - снаряженной второй ступени | 113,05 | 117,826 |
| - боевого снаряжения | 1,34 | 1,74 |
| Тяга стартового двигателя | ||
| - на уровне моря, кН | 666 | 733 |
| - в вакууме, кН | 758,7 | 822,5 |
| Удельный импульс связки 2-х стартовых двигателей | ||
| - на уровне моря, с | 248 | 256 |
| - в вакууме, с | 282 | 290 |
| Время работы стартовых двигателей, с | 135 | 125 |
| Тяга маршевого двигателя | ||
| - на уровне моря, кН | 253 | 267 |
| - в вакууме, кН | 363,2 | 386,3 |
| Удельный импульс маршевого двигателя | ||
| - на уровне моря, с | 214 | 215 |
| - в вакууме, с | 309 | 316 |
| Время работы маршевого двигателя, с | 312 | 309 |
| Тяга рулевого двигателя на уровне моря, кН | 4,5 | 4,5 |
| Время работы рулевых двигателей, с | 347 | 347 |
Запуск корабля Friendship 7 с Джоном Гленном на борту по программе «Меркурий»
«Атлас» - семейство американских для запуска военных и коммерческих полезных нагрузок, разработанных на базе первой американской МБР «Атлас», поступившей на вооружение США в конце 1950-х годов. Первоначально проект был предложен фирмой Convair, на боевое дежурство МБР встала, когда Конвэр принадлежала General Dynamics. Сейчас права на всю серию «Атлас» принадлежат Lockheed Martin.
25 октября 1962 года в разгар Карибского кризиса ракеты SM-65 Atlas были переведены в близкую к максимальной боевую готовность DEFCON-2.
МБР «Атлас» недолго находились на вооружении, так, последнее подразделение было снято с боевого дежурства в 1965 году, они были заменены на ракеты Титан-2 и Минитмен. Ни одна из ракет не была уничтожена: все они были сохранены и использовались затем для запуска или .
Семейство носителей имеет обширную историю запусков, в том числе пилотируемых, начавшихся с первого американского орбитального полета Джона Гленна 20 февраля 1962 года. В 1986 году, после катастрофы «Челленджера», в США в течение довольно короткого времени произошли ещё и аварии одноразовых ракет-носителей «Титан» и , в связи с возникшим дефицитом с консервации была снята ракета «Атлас», произведённая в 1965 году, и успешно запущена после 21 года хранения.
Различные конфигурации РН Атлас-2 63 раза совершили полёт в период с 1991 по 2004 год. Атлас-3 была использована только в 6 запусках, между 2000 и 2005 годами. Атлас-5 находится в эксплуатации, ряд её запусков запланирован на 2011 год. Ракеты семейства использовались в разных конфигурациях, в частности, использовались различные вторые ступени и , такие, как и «Аджена».
Более 300 запусков «Атласов» было совершено с базы ВВС США на мысе Канаверал во Флориде и 285 с авиабазы Ванденберг в Калифорнии.
Эволюция РН семейства «Атлас»
Межконтинентальная баллистическая ракета
Третий по счёту и первый успешный испытательный пуск МБР SM-65 Atlas состоялся 17 декабря 1957 года. Всего было изготовлено около 350-ти боевых ракет. После вывода МБР «Атлас» из эксплуатации, около 200 из них были использованы в качестве космических ракет-носителей.
Ранние модификации «Атласов» производились не только для использования в военных целях. Так, 18 декабря 1958 года, «Atlas B» № 10B впервые была использована в качестве космической ракеты-носителя для запуска спутника в рамках проекта SCORE (Project SCORE ) (Signal Communication by Orbiting Relay Equipment ), который считается первым прототипом спутника связи, и первым испытанием спутника созданного непосредственно для практического применения. На следующий день SCORE передал записанное по радио на связной магнитофон спутника Рождественское послание президента Эйзенхауэра.
В «Атласах» применялись непривычные для того времени технологии:
- Вплоть до серии включительно: полутораступенчатая конфигурация вместо разделения ступеней. Все три ЖРД работающих на топливной паре жидкий кислород - керосин запускались на стартовом столе, при этом два внешних двигателя (ускорители) выключались и сбрасывались на активном участке траектории на второй минуте полёта. Центральный (маршевый) двигатель, топливные баки и другие элементы конструкции оставались в составе ракеты.
- Вплоть до серии включительно: несущие тонкостенные (0,254-1,02 мм) топливные баки из нержавеющей аустенитной стали с минимальным использованием силового набора, при этом устойчивость и жёсткость баков, требующиеся для полёта ракеты обеспечивались давлением газа наддува. Данное решение позволило существенно сэкономить на массе монококовой конструкции, однако, оно требовало особого обращения с ракетой при изготовлении, обслуживании, транспортировке и пуске. Наддув баков азотом был необходим даже на незаправленной ракете, во избежание её разрушения под воздействием собственного веса.
ДУ состоит из основного ЖРД ЛР-105-НА, двух сбрасываемых стартовых ЖРД ЛР-89-НА и двух верньерных ЖРД (каждый тягой на Земле 1,4-5,5 кН, продолжительностью работы 360 сек). Топливо 2-х компонентное (окислитель - жидкий кислород, горючее - керосин). Система подачи - турбонасосная. Управление обеспечивается отклонением основных и стартовых ЖРД в карданных подвесах, а также с помощью верньерных ЖРД. Все 5 ЖРД включаются одновременно. Система наведения радиоинерциальная или инерциальная. Стартовая масса 115-118 т, длина 25 м, диаметр 3 м вариант СЛВ-3 стартовые ЖРД тягой по 840 кН и удлиненный на (1,35 м) баковый отсек. Стартовая масса 120 т, в том числе топливо 112 т, длина 22,9 м, диаметр 3 м.
РН «Атлас» использовались также для осуществления пилотируемых миссий в рамках первой американской пилотируемой космической программы «Меркурий». Всего, выполнено 4 пилотируемых орбитальных полёта в 1962-1963 годах.
Начиная с 1960 года, на РН «Атлас» стала широко использоваться верхняя ступень «Аджена» на самовоспламеняющихся компонентах топлива. Военно-воздушные силы США, NRO и ЦРУ использовали эту связку для запуска спутников радиоэлектронной разведки. NASA задействовало этот носитель в программе «Рейнджер» для получения первых изображений поверхности Луны с близкого расстояния и для запуска Маринера-2, первого американского космического аппарата совершившего полёт к другой планете. Каждый из спутников-мишеней «Аджена» (Agena target vehicle ) использованых в миссиях по отработке сближения и стыковки по программе Джемини, также запускался на РН «Атлас».
C 1966 года, на ряде «Атласов» стала применяться верхняя ступень «Центавр» заправленная жидким водородом в качестве горючего. С помощью РН «Atlas-Centaur» НАСА были запущены автоматические аппараты для посадки на Луну по программе «Сервейер» и большинство марсианских «Маринеров».
Баллистические ракеты в модификациях Atlas E/F использовались для запуска в 1978-1985 годах спутников системы NAVSTAR модификации «Block I» (всего 11 запусков, 10 из них успешных). Последний пуск «Атласа» в оригинальной конфигурации был совершён 24 марта 1995 года с базы Ванденберг - на орбиту был выведен метеорологический спутник USA-109 .
Ракеты-носители
Atlas-A (XSM-65A) ICBM 1957-58 гг.
| № п/п | Дата запуска | Код запуска | Примечания |
|---|---|---|---|
| № 1 | 11 июня 1957 | 4A | Взрыв на 23 сек, высота - 3 км. Запуск признан «частично успешным». |
| № 2 | 25 сентября 1957 | 6A | Взрыв на 50 сек, высота - 4 км. Запуск признан «частично успешным». |
| № 3 | 17 декабря 1957 | 12A | Высота - 120 км. Первый успешный старт. |
| № 4 | 10 января 1958 | 10A | Высота - 120 км. |
| № 5 | 7 февраля 1958 | 13A | Высота - 120 км. |
| № 6 | 20 февраля 1958 | 11A | |
| № 7 | 5 апреля 1958 | 15A | Высота - 100 км. |
| № 8 | 3 июня 1958 | 16A | Высота - 120 км. Запуск признан «полностью успешным». |
Atlas-B (XSM-65B) ICBM 1958-59 гг.
| № п/п | Дата запуска | Код запуска | Примечания |
|---|---|---|---|
| № 1 | 19 июля 1958 | 3B | Суборбитальный полет, высота - 10 км. Запуск признан «незначительно успешным» |
| № 2 | 2 августа 1958 | 4B | Суборбитальный полет, высота - 900 км. Запуск признан «полностью успешным» |
| № 3 | 29 августа 1958 | 5B | |
| № 4 | 14 сентября 1958 | 8B | Суборбитальный полет, высота - 900 км. |
| № 5 | 18 сентября 1958 | 6B | |
| № 6 | 18 ноября 1958 | 9B | Суборбитальный полет, высота - 800 км. |
| № 7 | 29 ноября 1958 | 12B | Суборбитальный полет, высота - 900 км. |
| № 8 | 18 декабря 1958 | 10B | Первый вывод спутника весом 3 980 кг на орбиту. NSSDC ID 1958-006A |
| № 9 | 16 января 1959 | 13B | Суборбитальный полет, высота - 100 км. |
| № 10 | 4 февраля 1959 | 11B |
Atlas-C (XSM-65C) ICBM 1958-59 гг.
| № п/п | Дата запуска | Код запуска | Примечания |
|---|---|---|---|
| № 1 | 24 декабря 1958 | 3C | Суборбитальный полет, высота - 900 км. Запуск признан «успешным». |
| № 2 | 27 января 1959 | 4C | Суборбитальный полет, высота - 990 км. |
| № 3 | 20 февраля 1959 | 5C | Суборбитальный полет, высота - 100 км. |
| № | март 1959 | C | Взрыв на старте. |
| № 4 | 19 марта 1959 | 7C | Суборбитальный полет, высота - 200 км. |
| № 5 | 21 июля 1959 | 8C | Суборбитальный полет, высота - 900 км. |
| № 6 | 24 августа 1959 | 11C | Суборбитальный полет, высота - 1400 км. |
| № | 24 сентября 1959 | C | Взрыв на старте. Попытка запуска КА Пионер-П1. |
Atlas-D (SM-65D / CGM-16D) ICBM1959-67 гг.
За 1959-1967 гг. было произведено 135 пусков РН Atlas-D различных модификаций. Ниже приводится информация о наиболее интересных запусках.
| № п/п | Дата запуска | Код | Спутник | Масса, кг | NSSDC ID | NORAD ID | Примечания |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| № 1 | 14 апреля 1959 | 3D | - | - | - | - | Первый отрыв, отработала 1-я ступень, высота 1 км. |
| № 2 | 19 мая 1959 | 7D | - | - | - | - | Отработала 1-я ступень, высота 1 км. |
| № 3 | 6 июня 1959 | 5D | - | - | - | - | Полет - 1486 сек. |
| № 4 | 29 июля 1959 | 11D | - | - | - | - | Первый полностью успешный полет, высота 1 800 км. |
| № 5 | 11 августа 1959 | 14D | - | - | - | - | Высота 1 800 км. |
| № 6 | 9 сентября 1959 | 12D | Меркурий BJ-1 | - | - | - | Запуск макета КК Меркурий BJ-1. Высота 153 км. |
| № | 26 ноября 1959 | 20D | Пионер П-3 | 168,0 | - | - | АтласД-Эйбл (1-й запуск). На 45-й секунде после старта раскололся пластиковый головной обтекатель. Спутник и третья ступень ракеты-носителя подверглись огромным аэродинамическим нагрузкам. На 104-й секунде полёта пропала связь с аппаратом и третьей ступенью. |
| № | 26 февраля 1960 | 29D | Мидас-1 | 2 025,0 | - | - | АтласД-АдженаА. Вторая ступень ракеты-носителя не отделилась. Аппарат не смог достичь планируемой полярной орбиты и совершил суборбитальный полёт с высотой 4 500 км. |
| № | 24 мая 1960 | 45D | Мидас-2 | 2 300,0 | 1960-006A | 00043 | АтласД-АдженаА. Мидас-2 - система противоракетной обороны. |
| № | 29 июля 1960 | Меркурий-Атлас-1 | - | - | - | Беспилотный. На 58 секунде, на высоте 9,1 км произошло разрушение ракеты-носителя. | |
| № | 25 сентября 1960 | 80D | Пионер П-30 | - | - | - | АтласД-Эйбл (2-й запуск). Аварийный пуск. |
| № | 11 октября 1960 | 57D | Самос-1 | - | - | - | АтласД-АдженаА. |
| № | 15 декабря 1960 | 91D | Пионер П-31 | - | - | - | АтласД-Эйбл (3-й запуск). Аварийный пуск. |
| № | 31 января 1961 | 70D | SAMOS-2 | 1900,0 | 1961-001A | 00070 | АтласД-Аджена. Успешный запуск. |
| № | 21 февраля 1961 | Меркурий-Атлас-2 | - | - | - | Суборбитальный полет, Скорость 21 000 км/ч. За 17 мин 56 сек достиг высоты 185 км, дальность 2 300 км. | |
| № | 25 апреля 1961 | 100D | Меркурий-Атлас-3 | 907,2 | - | - | Через 40 сек после старта на высоте 5 км сработала САС, отстрелив капсулу на высоту 7 км. На парашютах капсула приземлилась на расстоянии 1,8 км от старта. Капсула после ремонта была установлена на Меркурий-Атлас-4. |
| № | 12 июля 1961 | 97D | Мидас-3 | 1600,0 | 1961-018A | 00163 | |
| № | 23 августа 1961 | 111D | Рейнджер-1 | 306,2 | 1961-021A | 00173 | АтласД-АдженаБ. Успешный запуск. |
| № | 9 сентября 1961 | 106D | SAMOS-3 | - | - | АтласД-Аджена. | |
| № | 13 сентября 1961 | 88D | Меркурий-Атлас-4 | 1224,7 | 1961-025A | 00183 | Первый орбитальный полет по программе Меркурий продолжительностью 1 час 22 мин. |
| № | 21 октября 1961 | 105D | Мидас-4 | 1800,0 | 1961-028A | 00192 | Полярная орбита. |
| № | 18 ноября 1961 | 117D | Рейнджер-2 | 304,0 | 1961-032A | 00206 | Ступень АтласД отработала, а 2-я Аджена - не включилась, спутник остался на низкой орбите и 20 ноября вошел в плотные слои атмосферы. |
| № | 22 ноября 1961 | 108D | Самос-4 | - | - | АтласД-АдженаБ. Аварийный запуск. | |
| № | 29 ноября 1961 | 93D | Меркурий-Атлас-5 | 1315,4 | 1961-033A | 00208 | Второй орбитальный полет по программе Меркурий, запущен 17-килограммовый шимпанзе по имени Энос. Из-за проблем (утечка топлива) на орбите полет был сокращен с 3-х до 2-х витков. Приземление прошло успешно. |
| № | 22 декабря 1961 | 114D | Самос-5 | 1860,0 | 1962-035A | 00217 | АтласД-АдженаБ. Спутник не смог сойти с орбиты и приземлиться. |
| № | 20 февраля 1962 | 109D | Меркурий-Атлас-6 | 1352,0 | 1962-003A | 00240 | Первый орбитальный пилотируемый полет по программе Меркурий - астронавт Джон Гленн, 3 витка за 4 часа 55 минут. |
| № | 24 мая 1962 | 107D | Меркурий-Атлас-7 | 1349,5 | 1962-019A | 00295 | Второй орбитальный пилотируемый полет по программе Меркурий- астронавт Малькольм Карпентер, 3 витка за 4 часа 56 минут. |
| № | 3 октября 1962 | 113D | Меркурий-Атлас-8 | 1370,0 | 1962-052A | 00433 | Третий орбитальный пилотируемый полет по программе Меркурий - астронавт Уолтер Ширра, 6 витков за 9 часов 13 минут. |
| № | 15 мая 1963 | 130D | Меркурий-Атлас-9 | 1360,8 | 1963-015A | 00576 | Четвёртый орбитальный пилотируемый полет по программе Меркурий - астронавт Гордон Купер, 22 витка за 1 сут 10 часов 20 минут. |
Atlas-E (SM-65E / CGM-16E) ICBM 1960-95 гг.
За 1959-1967 гг было произведено 58 пусков РН Atlas-E различных модификаций.
Atlas-F (SM-65F / HGM-16F) ICBM 1961-81 гг.
За 1961-1981 гг. был произведен 101 пуск РН Atlas-F различных модификаций.
Atlas-Vega
«Атлас-Вега» включала в себя «Атлас» в качестве первой ступени и верхнюю ступень на долгохранимых компонентах топлива. Эта РН планировалась НАСА в начале работ по планетарным миссиям и дальнему космосу, до того, как «Атлас-Центавр» стала доступна. Работы над РН уже велись, когда НАСА стало известно, что ЦРУ и ВВС разрабатывают практически идентичный носитель (Atlas-Hustler , позже названный Atlas-Agena ) для секретной программы «CORONA» по запуску разведывательных спутников. Проект «Атлас-Вега», соответственно, был прекращён. Ракета-носитель: Atlas E - первоначально полностью боеготовая модификация МБР SM-65 Atlas , отличающаяся от Atlas F системой управления. Стояла на боевом дежурстве с 1960 по 1966 годы, после снятия с вооружения, МБР были переделаны и использовались более 20 лет, как космическая ракета-носитель.
Atlas-Able (Атлас-Эйбл) 1959-60 гг.
Атлас-Эйбл - это 3-х ступенчатая РН. Полезный груз - 180 кг (на ). 1-я ступень - ракета Atlas-D, 2-я - ракета Эйбл, 3-я с РДТТ Альтаир первой модификации (тяга 13 кН, продолжительность работы - 40 сек). Стартовая масса около 120 т, длина около 25 м (без полезного груза). Система наведения радиоинерциальная. В 1959-60 гг. с произведены три пуска РН Атлас-Эйбл, все неудачные. В дальнейшем РН не использовалась.
- 1-й запуск 26 ноября 1959 года
- 2-й запуск 25 сентября 1960 года
- 3-й запуск 15 декабря 1960 года
SLV-3 Atlas
Atlas-Agena
Конструкция «Атлас-Аджена» была использована в 119-ти орбитальных пусках в период с 1960 по 1978 годы. РН Atlas-Agena применялась для вывода ряда спутников MIDAS (Missile Defense Alarm System ) СПРН в 1961-1963 годах, семи КА Canyon (Canyon (satellite) ) в 1968-1977 годах и ряда спутников видовой разведки KH-7 (KH-7 Gambit ) в период с 1963 по 1967 годы.
Также, с помощью «Атлас-Аджены» были выведены спутники-мишени «Аджена» (Agena target vehicle ) для нескольких миссий Джемини по отработке сближения и стыковки .
Atlas-H MSD 1983-87 гг.
В 1983-87 гг. было произведено 5 пусков РН Atlas-H в комплектации 1-я ступень - Atlas-H / MA-5, 2-я - MSD / FW-4D.
| № п/п | Дата запуска | Код | Спутник | Масса, кг | NSSDC ID | NORAD ID | Примечания |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| № 1 | 9 февраля 1983 | 6001H | кластер - 5 спутников | 1983-008C | 13834 | 1983-008A 13791, 1983-008B 13792, 1983-008E 13844, 1983-008F13845, 1983-008H 13874 | |
| № 2 | 9 июня 1983 | 6002H | кластер - 4 спутника | – | 1983-056B | 14113 | 1983-056A 14112, 1983-056C 14143, 1983-056D 14144, 1983-056G 14180 |
| № 3 | 5 февраля1984 | 6003H | кластер - 4 спутника | – | 1984-012B | 14691 | 1984-012A 14690, 1984-012C 14728, 1984-012D 14729, 1984-012F 14795 |
| № 4 | 9 февраля1986 | 6004H | кластер - 4 спутника | – | 1986-014B | 16592 | 1986-014A 16591, 1986-014E 16624, 1986-014F 16625, 1986-014H 16631 |
| № 5 | 15 мая 1987 | 6005H | кластер - 5 спутников | – | 1987-043B | 17998 | 1987-043A 17997, 1987-043C 18007, 1987-043E 18009, 1987-043F18010, 1987-043H 18025 |
Atlas-G Centaur-D1AR 1984-89 гг.
В 1984-89 гг. было произведено 7 пусков РН Atlas-G Centaur-D1AR в комплектации 1-я ступень - Atlas-G / MA-5, 2-я - Centaur-D1AR / 2 × RL-10A-3-3.
| № п/п | Дата запуска | Код | Спутник | Масса, кг | NSSDC ID | NORAD ID | Примечания(данные по спутнику) |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| № 1 | 9 июня 1984 | AC- 62 | Intelsat-5 F-9 | 1091,0 | 1984-057B | 15035 | 1984-057A 15034 |
| № 2 | 28 марта 1985 | AC- 63 | Intelsat-5A F-10 | 2013,0 | 1985-025B | 15631 | 1985-025A 15629 |
| № 3 | 30 июня 1985 | AC- 64 | Intelsat-5A F-11 | 109,8 | 1985-055B | 15874 | 1985-055A 15873 |
| № 4 | 28 сентября 1985 | AC- 65 | Intelsat-5A F-12 | 1096,0 | 1985-087B | 16102 | 1985-087A 16101 |
| № 5 | 5 декабря 1986 | AC- 66 | FLTSATCOM-7 (USA 20) | 2310,0 | 1986-096B | 17182 | 1986-096A 17181 |
| № 6 | 26 марта 1987 | AC- 67 | FLTSATCOM-6 | - | - | Аварийный пуск | |
| № 7 | 25 сентября 1989 | AC- 68 | FLTSATCOM 8 (USA 46) | 2310,0 | 1989-077B | 20254 | 1989-077A 20253 |
Современные «Атласы»
Семейство РН Атлас EELV
Серия «Атлас II» выполнила 63 полёта с последним запуском 31 августа 2004 года. Она считается одной из наиболее надёжных ракет-носителей в мире.
Новейшая версия Атласа, от первоначальных Атласов оставила лишь одно название, так как не использует практически никаких «фирменных» инженерных решений Атлас. Она больше не использует ни «надувные» баки, ни сбрасываемые ЖРД. Корпус блока первой ступени изготовлен из фрезерованных панелей с «вафельной» структурой. Такие баки тяжелее, но с ним легче работать при их перемещении и транспортировке, это также устраняет необходимость в постоянном поддержании избыточного давления.
По иронии судьбы, хотя первоначально ракеты Атлас создавались как оружие против Советского Союза/России, Атлас III и Атлас V используют ракетные двигатели РД-180, разработанные и изготовляемые на российском заводе НПО Энергомаш. В США намечается производство этих двигателей по лицензии компанией Pratt & Whitney. Это необходимо для получения разрешения на использование этих ракет для государственных полезных нагрузок.
Atlas II
В мае 1988 года, Военно-воздушные силы США выбрали компанию General Dynamics (сейчас Lockheed-Martin) в качестве разработчика Atlas II . 7 декабря 1991 года, в первом пуске «Атлас-2» вывел на целевую геостационарную орбиту спутник Eutelsat.
Эволюция РН Атлас
Atlas IIAS
Отличается наличием 4 твердотопливных ускорителей Castor 4A (англ. Castor (rocket stage) ) устанавливаемых на РН по «пакетной» схеме.
Atlas III
Atlas III использовался в 2000-2005 годах. «Атлас-3» - первый член семейства сконструированный по «тандемной» схеме разделения ступеней. Двухступенчатая РН состоит из вновь разработанной удлинённой (за счёт бака окислителя) первой ступени использующей один российский ЖРД РД-180 и верхней криогенной ступени «Центавр» с одним или двумя двигателями RL-10A.
Atlas IIIA
В Atlas IIIA использована 2-я ступень «Центавр» в конфигурации SEC (Single Engine Centaur ) с одним двигателем PWR RL-10A , что позволяет выводить полезную нагрузку массой до 8640 кг на НОО и до 4055 кг на ГПО.
Atlas IIIB
В Atlas IIIB использована 2-я ступень «Центавр» в двухдвигательной конфигурации Common Centaur - удлинённой на 1,7 метра (до 11,68 м) версии РБ (относительно применённых в Atlas II ) с ЖРД PWR RL-10A . РН с такой верхней ступенью позволяет выводить полезную нагрузку массой до 10218 кг на НОО и до 4500 кг на ГПО, обладая при этом, за счёт наличия второго двигателя, более высокой надёжностью на этапе её работы.
Atlas V
Atlas V был разработан в Денвере компанией ULA, совместным предприятием Локхид Мартин и Боинг. Производство РН планируется перенести в Декейтер, шт. Алабама. Первый пуск с использованием «Атласа 5-й серии» совершён 21 августа 2002 года.
Atlas V Heavy
«Зарубежное военное обозрение» №7.2004 г. (стр. 51-55)
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ СЕМЕЙСТВА «АТЛАС-5»
Полковник В. ПАУКОВ
Семейство американских ракет-носителей (РН) «Атлас» фирмы «Локхид-Мартин» занимает второе место в США после носителей семейства «Дельта» компании «Боинг». Доля запусков РН серии «Атлас» составляет около 40 проц. всех осуществляемых в стране. В настоящее время в США в эксплуатации находятся РН «Атлас-2А, -2AS», «Атлас-ЗА, -3В», успешно проведены три первых запуска новой РН типа «Атлас-5».
Компания «Локхид-Мартин» приступила к созданию ракет-носителей серии «Атлас-5» в 1995 году в рамках программы EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle), направленной на разработку недорогих и удобных в эксплуатации РН. Данный тип носителей предназначен для вывода средних и тяжелых спутников на низкие околоземные, переходные к геостационарной и геостационарные орбиты.
Особенностью ракет «Атлас-5» является использование в качестве основного двигателя первой ступени жидкостного ракетного двигателя РД-180 российской разработки. Американская сторона уже закупила партию таких двигателей вместе с лицензией на их производство. При этом фирма «Пратт энд Уитни», выполняя требование контракта на использование в серийных РН комплектующих только отечественного производства, ведет подготовку к организации собственного производства указанного ЖРД. Она планирует произвести 25 таких двигателей для запусков в интересах МО США.
Предусматривается эксплуатировать несколько модификаций ракет-носителей, обозначаемых «Атлас-5/ NXY». Последние три символа наименования: N=4, 5 - диаметр переднего отсека в метрах, Х=0...5 - число твердотопливных ускорителей, Y=l ...2 - число двигателей второй ступени. Ракеты «Атлас-5/SXY» будут способны выводить спутники непосредственно на геостационарные орбиты. Данные о массе полезной нагрузки, выводимой на орбиты с помощью различных модификаций РН этого типа, приведены в табл. 1.
Для вывода на геостационарные орбиты полезной нагрузки массой около 6 350 кг предполагалось разработать РН «Атлас-5/Хэви». В ракете-носителе предусматривалось использование двух боковых ускорителей, представляющих собой аналог первой ступени. Однако в 2003 году реализация проекта временно приостановлена.
Первая ступень ракеты-носителя выполнена из алюминиевого сплава. Для большей прочности стенки топливных баков армированы в виде обечайки, каждый бак имеет независимое днище. Для стыковки со следующей ступенью предусмотрены три типа переходных отсеков. Переходный отсек конической формы массой 420 кг обеспечивает в ракетах-носителях серии «Атлас-5/4ХУ» стыковку со ступенью «Центавр», диаметр которой на 0,75 м меньше, чем у первой ступени. В ракетах-носителях серии «Атлас-5/ 5XY» используется переходный отсек массой 270 кг цилиндрической формы, поскольку первая и вторая ступени имеют одинаковый диаметр.
Второй ступенью служит одна из двух модификаций ступени «Центавр-3». В первой модификации, имеющей внешний диаметр 3,05 м, используется один жидкостной кислородно-водородный двигатель RL10A-4-2 и электромеханический привод поворота сопла, а во второй, имеющей внешний диаметр 3,8 м, - два ЖРД RL10A-4-2 с гидравлическим приводом поворота сопел.
Элементы системы управления полетом РН размещены как на ступени «Центавр-3», так и на первой ступени. В состав элементов системы управления первой ступени входят: блок системы обеспечения безопасности полета, блок управления подачей топлива, вспомогательный блок телеметрии, двухстепенной гироскоп и аккумуляторная батарея. Указанные блоки объединены в общий контейнер, который находится с наружной стороны в верхней части ступени. Наличие двухстепенного гироскопа обусловлено необходимостью точного отслеживания вращения РН по крену и тангажу для обеспечения высокой устойчивости во время полета. Исполнительные элементы системы подачи топлива находятся в топливных магистралях ЖРД РД-180 и обеспечивают возможность дросселирования тяги двигателя, а также создание необходимого наддува баков окислителя и горючего. Управление вектором тяги двигателя по каналам тангажа и рыскания осуществляется гидравлической системой поворота сопел, а по каналу вращения - жидкостным однокомпонентным двигателем многоразового включения, имеющим пару диаметрально расположенных противоположно направленных сопел, размещенных в верхней части первой ступени.
Таблица 1
ДАННЫЕ О МАССЕ ПОЛЕЗНОЙ НАГРУЗКИ, ВЫВОДИМОЙ НА ОРБИТЫ С ПОМОЩЬЮ РАЗЛИЧНЫХ МОДИФИКАЦИЙ РН ТИПА «АТЛАС-5»
Таблица 2
ОСНОВНЫЕ ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЭЛЕМЕНТОВ РН ТИПА «АТЛАС-5»
В состав элементов системы управления ступени «Центавр-3» входят бортовой вычислительный комплекс на основе процессора 1750А, инерциальная навигационная система на основе кольцевых лазерных гироскопов, блок коммутаторов, основной и вспомогательный блоки телеметрии, блок системы обеспечения безопасности полета, аккумуляторные батареи. Они размещены в приборном отсеке верхней части ступени. Включение и выключение двигателей осуществляются с помощью системы клапанов, расположенных в топливных магистралях. Управление вектором тяги по каналам рыскания, тангажа и вращения в процессе работы основных ЖРД ступени «Центавр-3» двухдвигательной компоновки осуществляется гидравлической системой поворота сопел. При однодвигательной компоновке ступени «Центавр-3» управление по каналам тангажа и рыскания осуществляется электромеханической системой поворота сопла ЖРД, а управление по каналу вращения - с помощью четырех однокомпонентных жидкостных гидразиновых двигателей малой тяги. В процессе точного размещения полезной нагрузки на заданной орбите после окончания работы маршевых двигателей управление по каналам рыскания, тангажа и вращения осуществляется с помощью 12 (четыре на каждый канал) однокомпонентных жидкостных гидразиновых двигателей малой тяги.
Полезная нагрузка размещается в переднем отсеке РН, который имеет обтекатели четырех типов. Обтекатели ракет-носителей «Атлас-5/4ХУ» выполнены из алюминиевого сплава, а «Атлас-5/5ХУ» - из композитного материала.
По состоянию на июнь 2004 года осуществлено три запуска РН типа «Атлас-5»: два - модификации 401 (рис.1) и один - 521. Стоимость каждого запуска составляет 75-90 млн долларов.
Первый запуск РН «Атлас-5/431» ожидается в конце 2004 года. Внешний вид разрабатываемых РН типа «Атлас-5» представлен на рис. 2, а основные тактико-технические характеристики элементов приведены в табл. 2.
Зависимость массы полезной нагрузки, выводимой на переходную к геостационарной орбиту, от наклонения этой орбиты для РН «Атлас-5/5ХУ» приведена на рис. 3, а основные этапы полета таких РН показаны на рис. 4.
Помимо высоких летных характеристик ракета-носитель типа «Атлас-5» имеет и хорошие эксплуатационные показатели. Так, полный цикл производства данной РН около 15 месяцев, а цикл подготовки к старту всего от 15 до 21 сут (из них на стартовой площадке около 2 сут). Аналогичные показатели для ракет типа «Титан-4» составляли 36 месяцев и 150-240 сут (в том числе около 90 сут непосредственно на стартовой площадке), а для РН «Атлас-2А8» составляют соответственно 24 месяца и 42-57 сут (в том числе около 38 сут на стартовой площадке).
Запуск ракет-носителей типа «Атлас-5» может осуществляться как с Восточного, так и с Западного (в ближайшей перспективе) ракетного полигона США. На Западном ракетном полигоне для этих целей будет переоборудован стартовый комплекс SLC-3E (Space Launch Complex), a на Восточном уже функционирует SLC-41 (рис. 5).
Для комментирования необходимо зарегистрироваться на сайте
Сегодня ILS использует три семейства РН Atlas: Atlas II (Atlas IIA, Atlas IIAS), Atlas III (Atlas IIA, Atlas IIIB) и Atlas V (серии 400 и 500). РН семейства Atlas II способны выводить на геопереходную орбиту от 2812 кг (6200 lb) до 3719 кг (8200 lb), Atlas III — до 4500 кг, Atlas V — до 8670 кг. РН серии Atlas II на сегодня являются основным типом носителя, используемого ILS для частных, государственных и военных запусков. 24 мая 2000 г. состоялся первый пуск РН Atlas IIIA. 21 февраля 2002 г. был произведен первый пуск Atlas IIIB. Эти носители отличаются друг от друга версией разгонного блока Centaur: на Atlas IIIA установлена однодвигательная модификация, на Atlas IIIB — двухдвигательная. На Atlas III были впервые на американском носителе применены двигатели российской разработки. РД-180, разработанный в НПО Энергомаш им. В.П. Глушко, является версией двигателя РД-170, который применялся на первой ступени РН "Энергия" и применяется в РН "Зенит". Тот же двигатель установлен и на первой ступени РН Atlas V.
Однако в 90-х годах вопрос цены стал волновать не только коммерческих операторов. Военные структуры тоже озаботились этим вопросом. В мае 1995 г. ВВС США выпустили запрос на разработку и создание ракет-носителей по программе ELLV (Evolved Expendable Launch Vehicle), где главными критериями были: низкая стоимость, универсальность, возможность варьировать массу выводимой полезной нагрузки. В сентябре 1995 г. корпорация Lockheed Martin получила контракт на разработку носителя по программе EELV, выиграв контракт суммой в 30 млн долларов.
В целях уменьшить стоимость разработки и повысить грузоподъемность носителя, Lockheed Martin обратила внимание на ракетный двигатель российской разработки. РД-170 — воистину легендарный двигатель. На момент пуска в серию он являлся самым мощным ракетным двигателем в мире. По тяге его превосходил только двигатель первой ступени РН Saturn — основного носителя американской лунной программы. Правда, к концу 80-х, когда был пущен РД-170, американский двигатель уже не использовался. Разработка РД-170 шла 14 лет и закончилась двумя пусками РН "Энергия". После чего программа была закрыта, и двигатель фактически остался не у дел. Еще он использовался в первой ступени РН "Зенит", но нечастые пуски этого носителя (даже с учетом проекта Sea Launch) не могли удовлетворить разработчиков ни морально, ни материально. Поэтому был рожден проект разработки версии этого двигателя — РД-180 — для представления его на мировом рынке. В 1996 г. Lockheed Martin выбрала этот двигатель для установки на ракете-носителе, разрабатываемой по программе EELV (в тот момент эта разработка еще не имела собственного названия).
Тем временем ВВС США приняли решение выбрать еще одного разработчика по программе EELV. Вероятно, это было сделано для большей надежности. Второй компанией, взявшейся за разработку EELV, стал Boeing. Однако, деньги на разработку продолжали поступать. В 1998 г. ВВС США отпустили 1,15 млрд долларов на разработку РН и в качестве оплаты 9 пусков.
В 1999 г. на космодроме на мысе Канаверал началось переоборудование пускового комплекса номер 41 (прежде используемого для произведения пусков РН Titan IV). В том же году РН, разрабатываемая по программе EELV, получила название Atlas V. Таким образом Lockheed Martin хотела акцентировать внимание будущих потребителей на преемственности основных принципов старого носителя, в первую очередь, разумеется, надежности.
В мае 2000 г. был произведен первый пуск Atlas III, который показал надежность работы российского двигателя. В том же году закончились работы по оборудованию пускового комплекса, и первые части ракеты начали поступать на космодром с завода-изготовителя.
В течение всего 2001 г. и половины 2002-го велась сборка, доводка и испытания РН. 9 августа 2002 г. РН Atlas V успешно выведен на орбиту спутник Hot Bird 6.
Atlas V, серия 400
На РН этой модификации используются боковые ускорители, РБ Centaur и головной обтекатель, которые были разработаны в рамках программы Atlas II и Atlas III.
| Общая масса | 333298 кг | |
| Общая высота | 58,3 м | |
| Atlas | Centaur | |
| Высота | 32,46 м | 12,68 м |
| Диаметр | 3,81 м | 3,05 м |
| Двигатель | РД-180 | |
| Тяга | 3,82 МН | |
| Масса топлива | 284089 кг | 20830 кг |
| Сухая масса | 20743 кг | |
Atlas V, серия 500
Эта версия будет отличаться наличием специально разработанного головного обтекателя, диаметром 5 м, и специально разработанных боковых ускорителей. Также доработка разгонного блока Centaur позволит выводить спутники не на геопереходную орбиту, а сразу на геостационарную.
| Общая масса | 333298 кг | |
| Общая высота | 59,7 м | |
| Atlas | Centaur | |
| Высота | 32,46 м | 12,68 м |
| Диаметр | 3,81 м | 3,05 м |
| Двигатель | РД-180 | RL10A-4-2 (один или два двигателя) |
| Тяга | 3,82 МН | 99,2 кН (однодвигательный вариант), 198,4 кН (двухдвигательный вариант) |
| Масса топлива | 284089 кг | 20830 кг |
Сухая масса | 21173 кг | 1914 кг (однодвигательный вариант), |
Которая первоначально производилась компанией Lockheed Martin, а затем альянсом United Launch Alliance (ULA), сформированным совместно компаниями Lockheed Martin и Boeing. Твердотопливные ускорители для ракеты-носителя Атлас V разрабатывает и производит компания Aerojet.
Производится в Денвере (Колорадо, США) и имеет несколько конфигураций, отличающихся размером головного обтекателя и количеством твердотопливных ускорителей.
В зависимости от версии, стоимость запуска ракеты-носителя Атлас V составляет от 110 до 230 млн $.
История
На 2009 год ракета-носитель Атлас V является последним по времени членом семейства Атлас и является развитием ракеты-носителя Атлас II и, в особенности, ракеты-носителя Атлас III. Большинство силовых установок, авионики и структурных элементов идентичны или являются непосредственным развитием использованных ранее на ракетах-носителях семейства. Наиболее заметное внешнее отличие состоит в баках первой ступени - больше не используются баки диаметром 3,1 м из нержавеющей стали с общей переборкой в качестве несущей конструкции под давлением, также произошел отказ от идеологии «1,5 ступени», которая состояла в сбросе двух двигателей в середине полёта, в то время как третий продолжал работу в течение всего полёта вплоть до достижения первой космической скорости. Вместо этого используется сварная конструкция диаметром 3,8 м, выполненная из алюминиевого сплава во многом аналогичная той, что использовалась на ракетах-носителях семейства Титан и в топливном баке МТКК Спейс Шаттл.
Ракета Атлас V была разработана компанией Lockheed Martin в рамках программы развития одноразовых ракет-носителей Evolved Expendable Launch Vehicle (EELV ), для запуска коммерческих и спутников ВВС США. Общей целью программы было сокращение стоимости запуска полезной нагрузки на .
В сентябре 2006 года компании Lockheed Martin и Bigelow Aerospace достигли соглашения о развитии варианта ракеты-носителя Атлас V, пригодного по уровню безопасности для пилотируемых полетов.
В июле 2011 года ULA и НАСА подписали соглашение о развитии пилотируемого варианта ракеты-носителя в рамках программы коммерческих полетов COTS .
В августе 2011 года компания Боинг объявила о выборе Атлас V в конфигурации 422 в качестве ракеты-носителя для разрабатываемого корабля CST-100.
В 2014 году компания Sierra Nevada Corporation сообщила, что планирует использовать ракету-носитель Атлас V в конфигурации 402 для тестовых орбитальных запусков пилотируемой версии космического корабля Dream Chaser.
Конструкция
Первая ступень
Первая ступень ракеты-носителя являет собой универсальный ракетный модуль Атлас (Common Core Booster), высотой 32,46 м, диаметром 3,81 м, с сухим весом 21 054 кг.
На ступень установлен один двухкамерный жидкостный ракетный двигатель РД-180 производства российской компании НПО Энергомаш. Двигатель использует керосин RP-1 в качестве топлива и жидкий кислород в качестве окислителя. Компоненты топлива находятся в сварных алюминиевых топливных баках, расположенных друг над другом, общей вместимостью до 284 т. Бак с окислителем находится над баком с топливом, от него по внешней стенке бака с топливом протянут трубопровод для доставки жидкого кислорода к двигателю. Стабилизация содержимого топливных баков во время полёта осуществляется повышением давления при помощи сжатого гелия, который находится в баллонах под высоким давлением, расположенных внутри топливных баков. Для зажигания двигателя используется триэтилалюминий (TEA).
На уровне моря тяга двигателя составляет 3827 кН, удельный импульс равен 311,3 с. В вакууме тяга повышается до 4152 кН, удельный импульс - 337,8 с.
Время работы двигателя зависит от конфигурации и профиля полёта ракеты-носителя, может достигать 253 секунд.
Твердотопливные ускорители
Испытания бокового твердотопливного ускорителя
В зависимости от модификации, по бокам первой ступени может быть установлено до 5 твердотопливных ускорителей AJ-60A компании Аэроджет. Добавление твердотопливных ускорителей увеличивает показатели подъёмной силы ракеты-носителя на старте.
Длина ускорителя составляет 20 метров, диаметр - 1,58 м. Сухая масса ускорителя - 5740 кг. Вмещает около 41 тонны топлива на основе HTPB.
Тяга каждого ускорителя составляет 1688,4 кН на уровне моря, удельный импульс - 279,3 с.
Стартовая масса одного ускорителя составляет 46 697 кг, ускорители работают в течение 94 секунд после запуска и спустя 10 секунд после выключения отсоединяются от первой ступени с помощью пироболтов.
Промежуточные адаптеры
Промежуточные адаптеры позволяют соединить первую и вторую ступени, которые имеют разный диаметр (3,81 и 3,05 м соответственно).
На ракетах-носителях серии 400 используется 2 промежуточных адаптера. Композитный адаптер 400-ISA (400 series Interstage Adapter) вмещает сопло двигателя верхней ступени и состоит из двух секций: конической - диаметром 3,81 м и высотой 1,61 м; и цилиндрической - диаметром 3,05 м и высотой 2,52 м, вес адаптера составляет 947 кг. Над ним установлен алюминиевый адаптер ASA (Aft Stub Adapter), диаметром 3,05 м, высотой 0,65 м и весом 181,7 кг, который крепится непосредственно к и содержит механизм расстыковки ступеней FJA (Frangible Joint Assembly).
На ракетах-носителях серии 500 используется другие промежуточные адаптеры. К первой ступени примыкает цилиндрическое алюминиевое кольцо диаметром 3,83 м, высотой 0,32 м и весом 285 кг. На него крепится композитный адаптер C-ISA (Centaur Interstage Adapter) диаметром 3,83 м, высотой 3,81 м и весом 2212 кг. Кроме того, что адаптер вмещает двигатель второй ступени и механизмы расстыковки, к нему же присоединяется при помощи конусного адаптера (Boittail) и головной обтекатель.
Вторая ступень
В качестве второй ступени используется разгонный блок Центавр. Диаметр его составляет 3,05 м, высота - 12,68 м, сухая масса - 2243 кг. Ступень использует криогенные компоненты топлива жидкий водород и жидкий кислород, стабилизация содержимого топливных баков во время полёта осуществляется повышением давления при помощи сжатого гелия. Топливные баки вмещают до 20 830 кг топлива.
На Центавр может быть установлен один или два жидкостных ракетных двигателя RL-10A-4-2, конструкция блока позволяет менять количество двигателей без сложных модификаций. Тяга одного двигателя в вакууме составляет 99,2 кН, удельный импульс - 451 с. Двигатели способны многократно запускаться в вакууме, что позволяет последовательно выполнять маневры выхода на низкую опорную орбиту (НОО), перехода на геопереходную орбиту (ГПО) и выхода на геостационарную орбиту (ГСО). Суммарное время работы двигателя - до 842 секунд.
Начиная с конца 2014 года используется двигатель RL-10C-1, с тягой 106,3 кН и удельным импульсом 448,5 с.
Во время фазы свободного полёта на промежуточных орбитах, для контроля ориентации разгонного блока используется система маленьких гидразиновых ракетных двигателей (8 × 40 Н и 4 × 27 Н).
Разгонный блок Центавр имеет наибольшее соотношение массы топлива к общей массе среди современных разгонных блоков, что позволяет выводить большую полезную нагрузку.
Головной обтекатель
На ракете-носителе Атлас V могут использоваться головные обтекатели двух типов. Алюминиевый обтекатель с диаметром 4,2 м используется, начиная с ракеты-носителя Атлас II, и имеет в данном случае более вытянутую форму. Доступно три варианта таких обтекателей: LPF (12 м, 2127 кг), EPF (12,9 м, 2305 кг) и XEPF (13,8 м, 2487 кг). Этот тип обтекателя используется для модификаций серии 400 (401, 411, 421 и 431) и крепится непосредственно на верхней части разгонного блока Центавр.
Для модификаций серии 500 (501, 521, 531, 541 и 551) используется головной обтекатель швейцарской компании RUAG Space (бывшая Contraves) с диаметром 5,4 м, из которых 4,57 м - доступно для использования. Обтекатель состоит из ячеистой, сотовидной алюминиевой основы с многослойным карбоновым покрытием и представлен в трёх вариантах: Short (20,7 м, 3524 кг), Medium (23,4 м, 4003 кг) и Long (26,5 м, 4379 кг). Обтекатель крепится на промежуточный адаптер C-ISA с использованием конусного адаптера (Boittail) и полностью скрывает разгонный блок Центавр и полезную нагрузку. В связи с этим, при запусках модификаций Атлас V серии 500, обтекатель отделяется приблизительно на 1 минуту раньше, чем при запусках серии 400, еще до остановки двигателя первой ступени и расстыковки ступеней.
Бортовые системы
Полётный компьютер и система инерциальной навигации (Inertial Navigation Unit, INU ), установленные на разгонном блоке Центавр, обеспечивают управление и навигацию, как его собственных систем, так и систем первой ступени Атлас V.
Многие системы Атлас V модернизировались как до первого его полёта на предыдущих версиях ракет-носителей семейства, так и в ходе эксплуатации ракеты-носителя. Последняя известная модернизация системы инерциальной навигации с названием «Стойкая к сбоям СИН» (Fault Tolerant INU, FTINU ) была предназначена для увеличения надежности ракеты-носителя в ходе полёта.
Варианты и их обозначения
Варианты ракеты и расположение ускорителей
Каждая ракета-носитель Атлас V имеет трехзначное численное обозначение, которое определяется особенностями использованной конфигурации.
- Первая цифра соответствует диаметру использованного головного обтекателя и всегда равняется 4 или 5 .
- Вторая цифра соответствует числу установленных твердотопливных ускорителей и может изменяться в диапазоне от 0 до 3 для четырёхметрового обтекателя и от 0 до 5 в случае пятиметрового обтекателя.
- Последняя цифра указывает на версию используемого разгонного блока Центавр, а именно, сколько двигателей использует этот блок и может быть либо 1 , либо 2 .
Таблица обозначения версий:
| Версия | Обтекатель | Ускорители | Верхняя ступень |
ПН на НОО | ПН на ГПО | ПН на ГСО | Число запусков |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 401 | 4,2 м | – | 1 ЖРД | 9 797 кг | 4 750 кг | - | 37 |
| 411 | 4,2 м | 1 ТТУ | 1 ЖРД | 12 150 кг | 5 950 кг | - | 4 |
| 421 | 4,2 м | 2 ТТУ | 1 ЖРД | 14 067 кг | 6 890 кг | 2 850 кг | 7 |
| 431 | 4,2 м | 3 ТТУ | 1 ЖРД | 15 718 кг | 7 700 кг | 3 290 кг | 3 |
| 501 | 5,4 м | – | 1 ЖРД | 8 123 кг | 3 775 кг | - | 6 |
| 511 | 5,4 м | 1 ТТУ | 1 ЖРД | 10 986 кг | 5 250 кг | - | 0 |
| 521 | 5,4 м | 2 ТТУ | 1 ЖРД | 13 490 кг | 6 475 кг | 2 540 кг | 2 |
| 531 | 5,4 м | 3 ТТУ | 1 ЖРД | 15 575 кг | 7 475 кг | 3 080 кг | 3 |
| 541 | 5,4 м | 4 ТТУ | 1 ЖРД | 17 443 кг | 8 290 кг | 3 530 кг | 5 |
| 551 | 5,4 м | 5 ТТУ | 1 ЖРД | 18 814 кг | 8 900 кг | 3 850 кг | 7 |
| Heavy (HLV, 5H1)* | 5,4 м | 2 УРМ | 1 ЖРД | - | 13 000 кг | - | 0 |
| Heavy (HLV, 5H2)* | 5,4 м | 2 УРМ | 2 ЖРД | 29 400 кг | - | - | 0 |
(* ) - запуски ракеты-носителя в данной конфигурации не планируются.
Стартовые площадки
Запуски ракеты-носителя Атлас V производятся с двух стартовых площадок:
- - стартовый комплекс SLC-41, восточное побережье США
- - стартовый комплекс SLC-3E, западное побережье США.
Перспективы развития
Существовавший проект носителя с общим названием Атлас V Heavy (HLV) (Heavy - тяжёлый ), предполагавший использование соединённых в пакет трёх универсальных ракетных модулей (блоков первой ступени), в дальнейшем был отменён; запуск ракеты-носителя в данной конфигурации не планируется.
Универсальный ракетный модуль ракеты-носителя Атлас V был выбран для использования в качестве первой ступени на совместной американо-японской ракете GX , которая должна была выполнить свой первый полет в 2012 году. Запуски ракеты-носителя GX должны были осуществляться на базе Ванденберг, ВВС США, стартовый комплекс SLC-3E. В настоящее время данный проект отменён ввиду экономической несостоятельности.
13 апреля 2015 года была представлена ракета-носитель , призванная в будущем заменить все ныне действующие ракеты компании ULA (Атлас V, Дельта IV и Дельта-2). Первый запуск новой ракеты-носителя планируется не ранее 2019 года.
В сентябре 2015 года стало известно, что с 2019 года на ракете-носителе Атлас V будут использоваться новые твердотопливные ускорители GEM-63 , производства компании Orbital ATK. - две исследовательские программы NASA, первая посвящена изучению , вторая - изучению и его системы спутников с пролетной траектории. 18 июня 2009 года ракета-носитель Атлас V 401 использовалась для запуска (LRO).
В ходе полёта 15 июня 2007 года со спутником военной разведки США NROL-30, произошла неисправность при функционировании второй ступени, приведшая к её более раннему отключению, в результате чего полезная нагрузка не вышла на расчетную орбиту. Тем не менее, заказчик классифицировал выполнение этого полета как удачное.