masterok (masterok) wrote,

Слабое звено - "Бриз-М"



В ходе выведения головного блока "Бриз-М" и двух космических аппаратов на расчетную орбиту сегодня произошел сбой. "Бриз-М" и два спутника не были обнаружены на переходной орбите. Сигнал с головного блока был принят с аварийной промежуточной орбиты", - сообщает официальный представитель Роскосмоса.

Стоимость двух телекоммуникационных спутников "Экспресс МД-2" и "Телком", запуск которых закончился неудачей во вторник, составляет порядка 5-6 млрд. рублей, сообщил "Интефаксу-АВН" источник в космической отрасли.

"Аппарат "Телком" создавался в России по заказу индонезийского оператора. На нем стоит дорогостоящая аппаратура европейской фирмы. В спутнике "Экспресс", созданном по заказу российского оператора тоже много западных комплектующих. В среднем цена одного аппарата такого класса на мировом рынке составляет $100-150 млн", - сообщил собеседник агентства.

Он напомнил, что это первый аварийный космический запуск в России, после неудачного 2011 года.По итогам 2011 года Россия опередила все другие страны по количеству произведенных космических пусков (35) и потерянных аппаратов (5). На втором месте был Китай с 19 пусками, из которых лишь один закончился неудачно. США осуществили 18 пусков, из которых также один был аварийным.

Это уже не первый и не второй неудачный пуск из проблем работы разгонного блока.

Нет наверное никого, кто бы сомневался в том, что назрели очень жесткие кадровые решения в отрасли, жестки решения по поставщикам, конструкторам и проектировщикам. Качество выполняемой работы и личная ответственность за любые сбои на сегодняшний момент вероятно полностью отсутствует.

А мы давайте подробней рассмотрим процесс запуска спутника и непосредственно историю разгонного блока "БРИЗ-М"


Вывод геостационарного спутника на орбиту обычно осуществляется многоступенчатой ракетой через промежуточную орбиту. Современная ракета-носитель представляет собой сложный космический летательный аппарат, который приводится в движение реактивной силой ракетного двигателя.

В состав ракеты-носителя входят ракетный и головной блоки. Ракетный блок является автономной частью составной ракеты с топливным отсеком, двигательной установкой и элементами системы разделения ступеней. Головной блок включает в себя полезную нагрузку и обтекатель, защищающий конструкцию ИСЗ от силового и теплового воздействий набегающего потока воздуха при полете в атмосфере и служащего для монтажа на его внутренней поверхности элементов, которые участвуют в подготовке к пуску, но не функционируют в полете. Главный обтекатель позволяет облегчить конструкцию ИСЗ и является пассивным элементом, надобность в котором отпадает после выхода ракеты-носителя из плотных слоев атмосферы, где он сбрасывается. Полезная нагрузка космического аппарата состоит из ретрансляционного оборудования связи и вещания, радиотелеметрических систем, собственно корпуса ИСЗ со всеми вспомогательными и обеспечивающими системами.





ринцип действий одноразовой многоступенчатой ракеты-носителя состоит в следующем: пока работает первая ступень, можно рассматривать остальные вместе с истинной полезной нагрузкой в качестве полезной нагрузки первой ступени. После ее отделения начинает работать вторая, которая вместе с последующими ступенями и истинной полезной нагрузкой образует новую самостоятельную ракету. Для второй ступени все последующие (если они есть) вместе с истинным полезным грузом играют роль полезной нагрузки и так далее, т. е. полет ее характеризуется несколькими этапами, каждый из которых является как бы ступенью для сообщения начальной скорости другим одноступенчатым ракетам, входящим в ее состав. При этом начальная скорость каждой последующей одноступенчатой ракеты равна конечной скорости предыдущей. Отторжение первой и последующих ступеней носителя осуществляется после полного выгорания топлива в двигательной установке.

Путь, который проходит ракета-носитель при выведении ИСЗ на орбиту, называют траекторией полета. Он характеризуется активным и пассивным участками. Активный участок полета — это пролет ступеней носителя с работающими двигателями, пассивный участок — полет отработавших ракетных блоков после их отделения от ракеты-носителя.

Кликиабельно 2000 рх


Разработка разгонных блоков (РБ) для «Протона» началась фактически с момента развертывания работ по ракете–носителю. Создатели неоднократно предлагали оснастить ракету четвертой ступенью, работающей на тех же компонентах топлива, что и первые три (азотный тетраксид, АТ + несимметричный диметилгидразин, НДМГ) (Подробнее см. статью И.Афанасьева «РН «Протон»: неслетавшие варианты», НК №11, 1998, с.46–47.). Однако до недавнего времени единственной четвертой ступенью «Протона» оставался блок Д (11С824), взятый из комплекса Н–1 — Л–3 разработки ОКБ–1 (ныне РКК «Энергия» им. С.П.Королева), который неоднократно модернизировался. При всех достоинствах и высокой надежности он имеет ряд существенных недостатков, ухудшающих его эксплуатационные и технические характеристики: «нестандартное» для «Протона» топливо (керосин и жидкий кислород); небольшое время активного существования (7 час) из–за наличия на борту криогенных компонентов; малое число включений, ограниченное возможностями системы обеспечения запуска (СОЗ) в невесомости.

   В связи с этим, а также из–за роста требований к массе полезной нагрузки (ПН), выводимой на геостационарную и геопереходную орбиты, в 1994 г. Министерство обороны РФ объявило конкурс на разработку нового РБ для модернизированного «Протона–М», разрабатываемого в Центре Хруничева с 1992 г. также по заказу Минобороны.
   В конкурсе приняли участие такие известные российские ракетно–космические фирмы, как НПО им.С.А.Лавочкина, КБ им.В.П.Макеева, РКК «Энергия». Однако конкурсная комиссия Минобороны отдала предпочтение проекту Центра Хруничева.
   Для участия в конкурсе ГКПНЦ в 1994 г. разработал эскизный проект РБ в двух вариантах. Первый — двухступенчатый: в качестве первой ступени использован блок 11С861 (ДМ), а второй — РБ 14С12 («Бриз–К» из состава РН «Рокот»). Второй вариант — доработанный «Бриз–К» со сбрасываемым дополнительным топливным баком (ДТБ).
   Победителем был объявлен второй вариант, получивший название 14С43 «Бриз–М». Он имел преимущества по ряду показателей: более высокая надежность; компактная компоновка, позволяющая существенно увеличить зону ПН; возможность варьирования комплектацией (с ДТБ и без него) для выведения одиночных и групповых нагрузок в широком диапазоне орбит; меньшая стоимость. Немаловажное значение при выборе имело и то обстоятельство, что уже на этапе эскизного проекта КБ «Салют» и Ракетно–космический завод (РКЗ) Центра Хруничева провели тщательную конструкторско–технологическую проработку РБ, позволившую уверенно подтвердить реализуемость конструкции и основные характеристики «Бриза–М».

   В 1995–1996 гг. совместно с разработкой конструкторской документации (КД) шла подготовка производства. Уже в 1996 г. были изготовлены основные элементы конструкции баков и сухих отсеков.
   13 марта 1997 г. была начата сборка первых «Бризов–М». Сначала изготавливались стендовые образцы, на которых проводились автономные, динамические, статические и огневые наземные испытания, проверки узлов системы разделения РБ.





В июне 1997 г. изготовили первое полномасштабное стендовое изделие «Бриз–М», которое через месяц продемонстрировали в экспозиции Центра Хруничева на международном аэрокосмическом салоне в Ле Бурже. По возвращении с выставки РБ переоборудовали в изделие для тепловых испытаний, которые успешно провели в конце того же года. В 1997 г. был проведен и первый этап статических испытаний.

   Основной пик работ по сборке изделий и их испытаниям пришелся на 1998 г. Начиная с середины года РКЗ собирал стендовые изделия, а КБ проводил их испытания. Везде была организована круглосуточная работа.
   10 ноября 1998 г. завершилась сборка первого летного «Бриза–М». На последнем ее этапе конструкторы КБ провели авторский осмотр, позволивший выявить такие нестыковки, которые не были замечены на первом этапе разработки КД. Ввиду сжатых сроков, отпущенных на изготовление РБ, одновременно проводились сборочные операции и внесение изменений в документацию. Первый пуск «Бриза–М» с КА «Грань» был назначен на 20 декабря 1998 г.

   Однако с автономными и комплексными электрическими испытаниями возникла задержка: не были готовы и испытаны отдельные бортовые системы РБ, прежде всего управления, гироприборов и телеметрических измерений «Пирит». В связи с отставанием первый пуск был перенесен с декабря 1998 г. на март–апрель, а затем — и май 1999 г.

   Первый старт «Протона» с «Бризом–М» оказался аварийным из–за отказа ДУ 2–й ступени РН. Для второго испытательного пуска в начале ноября 1999 г. был выбран КА «Горизонт» №45. Первоначально датой старта назывался конец апреля 2000 г., в феврале речь шла уже о мае, а в начале мая Госкомиссия установила окончательную дату старта — 6 июня.





РБ 14С43 «Бриз–М» отличает высокая степень преемственности конструкции прежних разработок, успешно зарекомендовавших себя в полетах. Так, центральный топливный бак, объединяющий ДУ и агрегаты пневмо–гидросистемы, пришел с РБ «Бриз–К», летавшего в составе РН «Рокот». По конструкции, системам разделения и сброса головной обтекатель (ГО) аналогичен обтекателям модулей станции «Мир», модуля «Заря» и универсальных головных обтекателей УГО, созданных для коммерческих запусков «Протона–К». В целом преемственность агрегатов и систем РБ превышает 90%.
   Оригинальные конструкции (ДТБ, сухие отсеки, новые агрегаты и системы) были тщательно проработаны и прошли всесторонние испытания. Новую систему управления разработало и изготовило МО КБ «Марс», новую систему телеметрических измерений «Пирит» — НПО ИТ, модифицированный маршевый двигатель 14Д30 — КБХМ.
   РБ «Бриз–М», имеющий длину 2654 мм и наибольший диаметр 4100 мм, включает:
 – центральный блок (диаметр без верхнего экрана — 2490 мм, длина — 2654 мм),
 – ДТБ тороидальной формы (внешний диаметр — 4000 мм, внутренний — 2490 мм, длина — 2071 мм),
 – нижнюю проставку диаметром 4100 мм и высотой 583 мм.

   Сухая масса РБ составляет 2600 кг, максимальная масса заправляемого топлива (АТ + НДМГ) 19800 кг (5200 кг в центральном блоке и 14600 кг в ДТБ). Максимальная масса ПН, выводимой РБ в составе РН 8К82КМ «Протон–М» на геопереходную орбиту (ГПО, 5500х35786 км, 25°), — 5500 кг, на геостационарную орбиту (ГСО) — 3000 кг. Удлиненный ГО в составе космической головной части с РБ «Бриз–М» предоставляет для размещения ПН объем 97 м3. В ходе активного полета (24 часа) можно выполнить до 10 включений маршевого двигателя.

   Конструкция центрального блока, во многом аналогичного РБ «Бриз–КМ», используемому в составе РН «Рокот», описана в НК №7, 2000. Центральный блок состоит из отсека двигательной установки, приборного отсека и переходной системы. Отсек двигательной установки состоит из баков горючего и окислителя, разделенных единым днищем, и двигательной установки. Бак окислителя расположен сверху и имеет форму чечевицы со сферической вогнутой нижней крышкой. Бак горючего расположен снизу и имеет форму тора с трапециевидным сечением. Маршевый двигатель крепится во внутренней нише баков, что позволило значительно увеличить плотность компоновки центрального блока РБ. Четыре блока двигателей малой тяги расположены на раме под баковым отсеком. На нижнем шпангоуте блока смонтированы агрегаты пневмо–гидроавтоматики, четыре шар–баллона высокого давления с гелием системы наддува, антенна бортового телеметрического комплекса «Пирит» и складная антенна системы передачи телеметрической информации через ретранслятор «Ритм KU».




Кликабельно 3000 рх


На крестовидной раме внутри герметичного приборного отсека (ПО) центрального блока, расположенного над отсеком ДУ, закреплено электронное оборудование различных систем РБ. На верхнем силовом шпангоуте центрального блока крепится переходная система для установки ПН, состоящая из адаптера и системы разделения. Через нее проходят интерфейсовые кабели от КА к РБ.
   ДТБ расположен вокруг центрального блока и сбрасывается после опорожнения, улучшая характеристики РБ. Он состоит из баков окислителя (сверху) и горючего (снизу), разделенных днищем. В баках есть система забора компонентов топлива, связанная разрывными трубопроводами с ДУ центрального блока. Снизу на ДТБ закреплены четыре шар–баллона высокого давления с гелием системы наддува, агрегаты пневмо–гидроавтоматики, две платы с электроразъемами.
   При сбросе ДТБ производится подрыв пироболтов, соединяющих бак с центральным блоком, а также разрыв электро– и гидрокоммуникации. Затем за счет пружинных толкателей центральный блок с ПН по двум направляющим «выезжает» из бака.
   «Бриз–М» закрепляется на третьей ступени РН с помощью нижней проставки, которая при отделении РБ остается на ступени. Снаружи РБ вместе с ПН закрыт головным обтекателем, который крепится к нижней проставке и отделяется на этапе полета РН сразу после отделения второй или третьей ступеней (в зависимости от требований ПН).
   В состав бортовых систем РБ входят:
 – ДУ;
 – система управления (СУ);
 – бортовой измерительный комплекс;
 – система обеспечения теплового режима;
 – химические источники тока;
 – электрогидравлическая система.
   ДУ «Бриза–М» обеспечивает:
 – выдачу заданных по программе полета импульсов тяги;
 – управление угловым движением РБ;
 – многократные запуски маршевого двигателя в условиях невесомости (в т.ч. повторный запуск в случае несостоявшегося запуска);
 – подачу топлива из баков к двигателям;
 – регулирование соотношения компонентов топлива;
 – наддув топливных баков.





Основные характеристики ДУ:
 1. Маршевый двигатель С5.98 М (14Д30) с турбонасосной системой подачи компонентов топлива с тягой в пустоте 2.0 т (19.62 кН), удельной тягой в пустоте 325.5 сек (3193 Н·с/кг), число включений в полете — до 10. Двигатель установлен на карданном подвесе в нише внутри топливных баков центрального блока, обеспечивая высокую плотность компоновки.
 2. Четыре двигателя коррекции импульсов (ДКИ) типа 11Д458 с вытеснительной системой подачи компонентов топлива, предназначенные для стабилизации РБ. Каждый ДКИ имеет тягу 40±2.0 кг (392.4±19.6 Н).
 3. Двенадцать двигателей ориентации и стабилизации (ДОС) типа 17Д58Э с вытеснительной системой подачи компонентов топлива служат для точной стабилизации РБ, а также для осаждения топлива в баках при повторных запусках маршевого ЖРД. Каждый ДОС имеет тягу 1.36±0.06 кг (13.3±0.6 Н).
   Стоит заметить, что все эти двигатели уже использовались в составе летавших КА. Маршевый ЖРД впервые прошел испытания в космосе на АМС «Фо6ос–1» и –2, запущенных в 1988 г., продемонстрировав возможность многократного включения (до 5 раз во время полета «Фобоса–2»). В составе РБ 14С12 «Бриз–К» РН «Рокот» он прошел летные испытания в 1991 и 1994 гг., успешно продемонстрировав до пяти включений в полете. С мая 2000 г. он используется в составе РБ 14С45 «Бриз–КМ» на РН «Рокот».
   Двигатели 11Д458 и 17Д58Э ранее входили в состав ДУ модулей «Квант» (1987), «Скиф ДМ» (1987), «Квант–2» (1989), «Кристалл» (1990), «Спектр» (1995), «Природа» (1996) и «Заря» (1998) и будут установлены на других изготавливаемых в Центре Хруничева модулях Международной космической станции.
   Инерциальная СУ, установленная в приборном отсеке центрального блока, осуществляет следующие функции:
 – инерциальную навигацию;
 – терминальное наведение;
 – управление угловым движением;
 – управление режимами работы ДУ и других бортовых систем РБ;
 – управление отделением КА;
 – информационный обмен с системами управления КА и РН;
 – питание бортовой аппаратуры РБ электроэнергией.
   В состав СУ входят бортовой цифровой вычислительный комплекс разработки МО КБ «Марс» и трехосная гиростабилизированная платформа производства НПО КП.
   Бортовой измерительный комплекс (БИК) «Пирит», в которой входят пять программируемых блоков в приборном отсеке центрального блока РБ, выполняет следующие функции:
 – сбор информации о работе систем не только РБ, но и КА (что не было на блоке ДМ) на всех участках полета и при подготовке к пуску;
 – передача информации на наземные измерительные пункты;
 – прием и передача внешнетраекторной информации.
   Система бортовых измерений РБ (навигационные системы НАП и «База РБ») использует принцип программно–адресного опроса измеряемых параметров с возможностью программирования режимов сбора и передачи телеметрической информации. Передача информации с РБ проводится как на наземные командно–измерительные комплексы, так и через спутники–ретрансляторы (система передачи телеметрической информации через ретранслятор «Ритм KU»). Для определения внешнетраекторных параметров используются сигналы радионавигационных систем ГЛОНАСС и GPS.
   Для выведения КА на высокие, средние и низкие орбиты используются четыре варианта космической головной части (КГЧ) с РБ «Бриз–М»:
 – КГЧ длиной 13783 мм и диаметром 4350 мм для запуска одиночных КА массой 3000–6000 кг на геостационарную, геопереходные и другие высокоэнергетические орбиты; в состав КГЧ входят РБ 14С43, удлиненный ГО 14С75 длиной 13200 мм и короткая нижняя проставка длиной 583 мм;
 – КГЧ длиной 12183 мм и диаметром 4350 мм для запуска одиночных КА массой 3000–5500 кг на геостационарную и геопереходные орбиты; в состав КГЧ входят РБ, стандартный ГО длиной 11600 мм и короткая нижняя проставка 583 мм;
 – КГЧ длиной 18920 мм и диаметром 4350–4500 мм для групповых запусков: тандемных (двух КА массой каждого 2000–3500 кг на геопереходные и высококруговые орбиты) или групповых запусков аппаратов общей массой до 1340 кг на низкие орбиты; в состав КГЧ входят РБ с ДТБ или без него, ГО длиной 15670 мм, две переходные системы–диспенсеры (верхний и нижний), промежуточный отсек для установки верхнего диспенсера (внутри ПрО находятся нижние КА) длиной 5470 мм и длинная нижняя проставка длиной 2650 мм (внутри которой устанавливается РБ с ДТБ или без него);
 – КГЧ длиной до 22400 мм и диаметром до 5000 мм для запуска тяжелых КА массой 8000–22000 кг на низкие околоземные орбиты; в состав КГЧ входят РБ (возможно, без ДТБ), ГО длиной до 19750 мм и длинная нижняя проставка длиной 2650 мм.
   Все обтекатели изготавливаются с широким применением композиционных материалов (прежде всего, углепластика, из которого сделан корпус ГО).




Схема полета
   Стандартное выведение на ГПО выполняется по четырехимпульсной схеме и включает доразгон для выхода на низкую орбиту, два импульса в перицентре орбиты для поднятия высоты апоцентра (один импульс не выгоден энергетически из–за малой величины тяги маршевого двигателя) и импульс в апоцентре для поднятия высоты апоцентра и изменения наклонения. Штатная циклограмма полета на ГПО предусматривает следующие этапы:
 – отделение головного блока РБ+КА на 583 сек полета РН;
 – через 60 сек после отделения, на 354 сек запускается маршевый двигатель, после чего головной блок выходит на опорную орбиту высотой 160 км и наклонением 51.6°;
 – после ~52 мин полета по опорной орбите производится второй запуск маршевого двигателя РБ (длительность работы — 972 сек), головной блок переводится на первую переходную орбиту с параметрами 250х5000 км и 50.2°;
 – еще через ~124 мин при прохождении перигея проводится третье включение маршевого двигателя на 967 сек, головной блок выходит на вторую, переходную орбиту с параметрами 400х35786 км и 48.8°, после чего сбрасывается ДТБ;
 – еще через ~306 мин проводится четвертое включение маршевого ЖРД (импульс закрепления), величина которого зависит от требуемых параметров конечной орбиты и массы КА. Так, при выведении КА массой 3000 кг на ГСО величина импульса составляет 720 сек. Примерно через 10–20 мин после отключения маршевого ЖРД производится отделение КА от центрального блока «Бриза–М».
   При проведении группового запуска на низкую орбиту используется РБ без ДТБ, а схема выведения следующая (целевая орбита высотой 450 км и наклонением 51.6°):
 – отделение головного блока (РБ + нижний диспенсер с КА + переходный отсек + верхний диспенсер с КА) от РН через 580 сек после старта;
 – через 60 сек — первый импульс длительностью 371 сек для довыведения на опорную орбиту;
 – еще через ~59 мин — второй импульс длительностью 108 сек для подъема апогея до 450 км;
 – еще через ~43 мин — третий импульс длительностью 227 сек для формирования круговой целевой орбиты;
 – ориентация головного блока, отделение первой группы КА от верхнего диспенсера;
 – сброс переходного отсека с верхним диспенсером;
 – ориентация головного блока, отделение второй группы КА от нижнего диспенсера;
 – увод РБ с целевой орбиты.
   В процессе орбитального полета РБ на пассивных участках может выполнять программные развороты относительно всех осей. В общем случае ограничения по углам прокачки гироплатформы определяют границы углов разворотов и пространственной ориентацию орбитального блока:
 – по двум осям — ограничения отсутствуют;
 – по одной оси ± 45°.
   Угловые скорости разворотов относительно каждой оси: не более 1–2 °/с.
   Во время работы маршевого ЖРД управление пространственным положением РБ определяется программами тангажа, рыскания и крена, которые выбираются для каждой конкретной программы полета. На момент отделения КА разгонный блок может находиться либо в режиме стабилизации, либо (при необходимости) в режиме закрутки.

   В режиме стабилизации угловые скорости блока относительно любой оси связанной системы координат — не более 0.5°/с, погрешность пространственной ориентации блока относительно инерциальной системы координат — не более 1°.
   В режиме закрутки угловая скорость блока относительно продольной оси — до 30°/с; отклонение оси закрутки относительно продольной оси РБ — не более 0.05°.

   Запуск 7 июля 1999 г. планировалось провести по несколько иной циклограмме. Так как ПН была легче, чем при коммерческих пусках, предполагалось выполнить лишь один перигейный импульс большей продолжительности, что сокращало на виток продолжительность выведения КА на целевую орбиту.

   Пуск 6 июня решено было провести по стандартной циклограмме, чтобы проверить работу РБ по схеме, максимально приближенной к коммерческим пускам. Краткая расчетная циклограмма пуска приведена в таблице. Схема выведения «Горизонта» почти совпадает с приведенной выше усредненной схемой, за исключением импульса довыведения, который почти вдвое дольше. Это объясняется более высокой опорной орбитой и некоторыми баллистическими особенностями, вызванными требованиями по ориентации КА.




циклограмма полета РКК «Протон – Бриз–М – Горизонт»
времясобытие
0:00:00,00Контакт подъема (КП)
0:02:03,16Отделение 1–й ступени
0:03:02,80Сброс ГО
0:05:31,20Отделение 2–й ступени
0:09:43,44Отделение 3–й ступени
0:10:04,94Первое включение ДКИ РБ
0:10:13,44Первое включение МД РБ
0:19:51,62Отключение МД РБ
1:08:54,7Второе включение ДКИ РБ
1:09:08,7Второе включение МД РБ
1:24:48,1Отключение МД РБ
3:30:10,7Первое включение ДКИ РБ
3:30:32,7Первое включение МД РБ
3:46:25,9Отключение МД РБ
3:47:45,9Сброс ДТБ
8:46:49,5Четвертое включение ДКИ РБ
8:46:57,5Четвертое включение МД РБ
8:58:23,9Отключение МД РБ
8:59:33,9Отделение КА




соответствии с установленным в ГКНПЦ порядком для РБ «Бриз–М» была разработана «Комплексная программа экспериментальной отработки» (КПЭО), предусматривающая проведение большого объема работ на наземных стендах.
   Согласно программе, проводились автономные испытания всех видов разрабатываемых агрегатов пневмогидравлической системы РБ (с учетом воздействий внешних факторов). Корпус испытывался на разделения, динамические и статические нагрузки.

   Для отработки системы питания двигателей были проведены модельные испытания агрегатов системы питания, модельные испытания баков, а также наземные гидравлические испытания РБ на штатных компонентах топлива. В сентябре 1998 г. на стенде НИИхиммаш (Сергиев Посад) прошли наземные огневые испытания РБ на штатных компонентах топлива. Гидродинамические параметры жидкого наполнителя были определены при испытаниях на масштабных моделях баков.
   Отработка динамики управления РБ велась при испытаниях на динамическом стенде полунатурного моделирования с элементами и моделями СУ блока и исполнительных органов управления в замкнутом и разомкнутом контурах. При испытаниях системы измерений прошла отработка алгоритмов сбора и формирования телеметрической информации, электрической стыковки и сопряжения систем. На специальном стенде была также выполнена отработка параметров антенно–фидерных устройств. На тепловом макете прошла отработка тепловых характеристик системы терморегулирования.
   В ходе испытания системы управления сначала прошли автономные испытания приборов СУ при всех внешних условиях нагружения (температура, давление, вибрации и др.). Затем были выполнены испытания на автоматизированных рабочих местах и на моделирующем динамическом стенде для отработки программного обеспечения, испытания на моделирующем стенде и отработка СУ с исполнительными устройствами.

   Особо стоит сказать о комплексных электроиспытаниях, для которых на контрольно–испытательной станции (КИС) Центра Хруничева были оборудованы два рабочих места. На них прошли стендовая отладка отдельных систем, их комплексная увязка, отладка программно–математического обеспечения (ПМО) и эксплуатационной документации (ЭД). Наличие двух мест позволило параллельно проводить работы на электрическом аналоге РБ (стенд «Х») и испытания первого летного «Бриза–М». При этом некоторые единичные комплекты контрольно–проверочной аппаратуры использовались на два места, с экономией средств.

   Однако из–за задержек автономных испытаний и комплексной отработки на стенде «Х» комплексные испытания первого летного «Бриза–М» прошли вместо ноября–декабря 1998 г. лишь в феврале–марте 1999 г.




На космодроме Байконур специалистами Центра Хруничева, ГНИП ОКБ «Вымпел», КБОМ, КБТХМ и др. создан специальный комплекс для работ с РБ «Бриз–М», в который входят технический комплекс (ТК), стартовый комплекс (СК) и система заправки. Принятые рациональные технические решения позволяют с минимальными доработками ТК и СК обеспечить качественную подготовку нового РБ.
   ТК 14П72 разгонного блока (головной разработчик — ГНИП ОКБ «Вымпел») был создан в зале 101 монтажно–заправочного корпуса (МЗК) 92А–50. Там смонтировано проверочное оборудование — стенд комплексных испытаний 17У551.
   Для обеспечения безопасности работ при заправке баков «Бриза–М» и существенного снижения затрат было принято решение о создании вблизи МЗК 92А–50 специальной площадки для заправки баков низкого давления РБ. Эта площадка эксплуатируется совместно с заправочной станцией 11Г12 (проект КБ транспортно–химического машиностроения). Сначала на станции 11Г12 заправляются гелием баки высокого давления горючего и окислителя и баллоны высокого давления пневмо–гидросистемы. После сборки в МИКе РН 92–1 ракетно–космический комплекс вывозится, но направляется не на ПУ, а на заправочную площадку. Там с помощью подвижных агрегатов баки низкого давления заправляются горючим и окислителем, после чего ракета перевозится на стартовый комплекс.

   1 апреля 1999 г. завершилась реконструкция стартового комплекса 8П882К (8П882КМ) (головной разработчик — КБ ОМ) — пусковой установки №24 на площадке 81. Теперь с нее можно проводить пуски как «Протона–К» с РБ семейства ДМ или «Бриз–М», так и «Протона–М» с «Бризом–М». На ПУ установлен комплект наземного оборудования для РБ на стартовом комплексе 14И02 (головной разработчик — КБ «Салют»).

   Кроме того, были подготовлены средства транспортировки РБ и ГО (14Т517), комплект технологического оборудования 14Т81 для хранения РБ и ГО (оба разработаны ГНИП ОКБ «Вымпел»), сооружения и технические системы для хранения РБ и ГО.

   Для отработки технологии подготовки «Бриза–М» на космодроме с 17 октября 1998 г. на Байконуре проводились работы с технологическим (14С43Н) и заправочным (14С43Ж, по сути дела тот же 14С43Н, но с надетым ГО 14С75) макетами РБ, с помощью которых прошли примерки и испытания станции 11Г12 ТК в зале 101 МЗК 92А–50.






















Источник в космической отрасли, пожелавший остаться анонимным, пояснил «Однако», что одной из причин неудач последних лет может являться отсутствие централизованного контроля. До прихода Поповкина, по его словам, существовало «Управление средств выведения, наземной космической инфраструктуры и кооперационных связей» -- управление, которое занималось разработкой заданий, контролем по созданию разгонных блоков и ракетных носителей, контролем над этой работой и отвечало, соответственно, за итог этой работы.

«С приходом нового руководства это управление было упразднено. И неудивительно, что при сложившихся обстоятельствах, непонятно, кто за процесс отвечает, а у нас тем временем ничего не летает», --добавил он.

«Разумеется, у предприятия есть свой технический контроль, Сектор техконтроля получает на предприятии деньги. Если что-то идет не так, то не будет выполнена работа по изготовлению разгонного блока и ракетоносителя, соответственно, всё предприятие не получит премий. Сектор техконтроля тоже не получит премий, поэтому он и закрывает глаза на «какую-то ерунду». А где управление, которое должно эти вещи контролировать и блокировать? Кто должен этим заниматься? Когда есть такая дыра, в эту дыру всё и вылетает!», -- добавил собеседник «Однако».

Начальник пресс-службы «Роскосмоса» Алексей Кузнецов, в свою очередь, заявил «Однако», что такое управление, оказывается, есть, но является при этом лишь одним из подразделений «Роскосмоса»:

-- Есть управление технической политики и качества, которое как раз занимается контролем над этой работой. Управление технической политики является одним из структурных подразделений Роскосмоса. 

Однако и он не смог пояснить, кто же в итоге будет нести ответственность за очередную космическую неудачу.



На следующей неделе будет заседание правительства с участием премьера где будет рассматриваться и обсуждаться этот вопрос. Ждем отставок ?










Tags: Космос
Buy for 200 tokens
Buy promo for minimal price.
  • Post a new comment

    Error

    default userpic

    Your IP address will be recorded 

  • 11 comments