Астрогалактика

Космодром Байконур

Байконур основан в 1955 г. как испытательный полигон ракетно-космической техники. На космодроме Байконур производятся подготовка и пуски ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого классов. Международное сотрудничество России в области космоса в значительной степени ориентировано на использование возможностей космодрома Байконур. На долю космодрома Байконур приходится свыше 50 % запусков КА, в том числе все запуски на геостационарную opбитy и запуски тяжелых космических аппаратов. Только на космодроме Байконур имеются два стартовых комплекса для ракетыносителя тяжелого класса ("Протон").

Общая площадь главных и вспомогательных объектов космодрома составляла 6717 км2. Согласно договоренностям между Россией и Казахстаном на условиях аренды в настоящее время продолжается эксплуатация объектов космодрома по их прямому назначению. При этом пересмотрены границы космодрома, уменьшена площадь земель, отчуждаемых под районы падения отделяющихся частей РН. Размещение основных объектов на космодроме Байконур показано на рис.

В состав космодрома входят центры испытаний и применения космических средств и научно-испытательные управления боевых ракетных комплексов, объединяющие инженерно-испытательные части, измерительные пункты и части обеспечения и обслуживания. Всего на космодроме имеется:


1. 11 монтажно-испытательных корпусов, в которых размещены технические комплексы для предстартовой подготовки ракет-носителей, разгонных блоков и космических аппаратов, а также входящие функционально в состав ТК заправочно-нейтрализационные станции для заправки разгонных блоков и космических аппаратов топливом;

2. 9 стартовых комплексов (15 пусковых установок) для запуска ракет-носителей "Союз","Циклон-2","Протон","Энергия","Зенит", "Рокот";

3. измерительный комплекс для контроля и управления полетом ракет-носителей;

4. пусковые установки для испытаний межконтинентальных баллистических ракет.

При создании измерительных комплексов космодрома в основу был положен принцип централизации решения задач сбора и обработки измерительной информации, когда все функции обработки телеметрической информации сосредоточены в одном узле - вычислительном центре полигона. Такая концепция построения ПИК была обоснована при эскизном проектировании многоразовой космической системы "Буран" и реализована при подготовке измерительного комплекса к ее летным испытаниям.

В процессе этой работы трассовые измерительные пункты были оснащены станциями спутниковой связи "Связник" и аппаратурой оперативного выбора регистрируемой радиотехническими средствами (РТС) телеметрической информации, что позволило отказаться от использования на них комплексов обработки информации с соответствующим материальным обеспечением и дополнительным штатом обслуживающего персонала. Это дало возможность упростить техническую структуру трассовых измерительных пунктов, укомплектовав их только средствами приема, регистрации и передачи измерительной информации. Анализ состояния наземных комплексов космодрома Байконур показывает, что в настоящее время они фактически выработали свой ресурс.

Ресурс стартового комплекса РН "Циклон-2", введенного в эксплуатацию в 1967-1968 гг., практически исчерпан. Капитальный ремонт СК для типа Р-7А планировался на 2000-2005 гг. Наземный комплекс РН "Зеьшт", отличающийся высокой степенью автоматизации и малым временем подготовки РН к пуску, принят в эксплуатацию в 1988 г. Одна ПУ этого СК, разрушенная в результате аварии при пуске РН "Зенит" 4 октября 1990 г., требует капитального ремонта.

Космодром Байконур имеет два стартовых комплекса ракетно-сителей "Протон"; по две пусковые установки на каждом СК. Наземные комплексы РН "Протон" выработали гарантийный ресурс. Реально работоспособна одна ПУ. Остальные находятся в стадии ремонта или готовятся к нему. В интересах подготовки разгонных блоков для РН "Протон" на космодроме Байконур используются два технических комплекса РБ,которые находятся в работоспособном состоянии и обеспечивают подготовку существующих РБ для РН "Протон". В настоящее время РКК "Энергия" производит подготовку РБ на техническом комплексе многоразовой космической системы "Буран".

Для проведения заправочных работ на РБ и КА на космодроме Байконур могут использоваться только две заправочные станции. Они предназначены для приема, хранения, подготовки и заправки (слива) компонентов топлива, сжатых газов. Инфраструктура, социально-культурные и социально-бытовые объекты космодрома также характеризуются большой степенью износа.

Материалы были взяты с http://kosmos.claw.ru/

ПРОТОН

Ракета-носитель тяжелого класса Протон-К - основа транспортной космической системы России, активно используется в коммерческой деятельности по выведению спутников иностранного производства, и стал основным средством выведения с российской стороны в рамках проекта создания Международной космической станции.
Ракета-носитель тяжелого класса Протон-К
Ракета-носитель Протон-М

Отличается высокой надежностью, конструктивным совершенством и хорошими эксплуатационными характеристиками.

Все коммерческие пуски ракеты-носителя Протон в соответствии с Постановлением Правительства РФ осуществляются в рамках совместного российско-американского предприятия ILS - International Launch Services.

Ракета-носитель Протон-М - модернизированный вариант ракеты-носителя Протон-К. Обладает улучшенными энергомассовыми, эксплуатационными и экологическими характеристиками.

Первый запуск комплекса Протон-М- Бриз-М состоялся 7 апреля 2001 года.

Ракета-носитель тяжелого класса, разработанная в КБ «Салют» (бывшее КБ В.Н.Челомея). Создана на базе межконтинентальной баллистической ракеты (МБР) УР-500 в 1967 году. Разработка УР-500, как МБР, была в конце 1964 года приостановлена и ее дальнейшая разработка проводилась велась уже как космического носителя. Старт РН осуществляется со специальных стартовых площадоки, которые имеются только на космодроме Байконур.

РН «Протон-К» - трехступенчатая ракета. Для вывода КА на геостационарную орбиту используется с разгонным блоком "ДМ" в различных модификациях. Длина ракеты без полезного груза- 42,3 метра, диаметр - 4,1 метра, а максимальный поперечный размер - 7,4 метра. Стартовая масса (без полезного груза) - 700 тонн. РН способна выводить полезный груз массой 20,6 тонны на орбиту высотой 200 километров или 2300 килограмм на геостационарную орбиту. Относительная масса полезного груза - 2,94 %. Ступени соединены последовательно (схема «тандем»). Разделение первой и второй ступеней происходит по горячей схеме, второй и третьей - по полугорячей. В качестве компонент топлива все ступени используют азотный тетраксид и несимметричный диметилгидразин.

Первая ступень состоит из центрального блока и шести боковых блоков, расположенных симметрично вокруг центрального. Двигательная установка первой ступени состоит из шести автономных маршевых жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) РД-253 конструкции В.П.Глушко. Двигатели имеют турбонасосную ситему топливоподачи с дожиганием окислительного газа. Общая тяга двигательной установки первой ступени составляет 9024 кН у Земли и 10002 кН в пустоте. Запуск двигателя осуществляется путем прорыва пиромембран на входе в двигатель

Вторая ступень имеет цилиндрическую форму и состоит из переходного, топливного и хвостового отсеков. Двигательная установка второй ступени включает в себя четыре однотипных автономных маршевых ЖРД: трех РД-0210 и одного РД-0211 конструкции С.А.Косберга. На двигателе РД-0211, в отличие от РД-0210, установлены аналогичные с РД-253 агрегаты наддува баклв - газогенератор наддува бака горючего и смеситель наддува бака окислителя. Все ЖРД с помощью цапф закреплены в ферме так, что допускают отклонение любого из них на углы до 3 градусов 15 минут. Двигатели второй ступени также имеют турбонасосную систему подачи топлива и выполнены по схеме с дожиганием окислительного газа. Общая тяга двигательной установки второй ступени составляет 2352 кН в пустоте. Запуск двигателей пневмостартерный. Двигатели второй ступени запускаются раньше начала включения маршевых ЖРД первой ступени, что обеспечивает "горячий" принцип разделения ступеней. Как только тяга двигателей второй ступени превысит остаточную тягу ЖРД первой ступени, происходит подрыв пироболтов, соединяющих фермы ступеней, ступени расходятся, а продукты сгорания из камер ЖРД второй ступени, воздействуя на тепловой экран, тормозят и отталкивают первую ступень.

Третья ступень имеет цилиндрическую форму и состоит из приборного, топливного и хвостового отсеков. Двигательная установка третьей ступени состоит из маршевого двигателя ЖРД РД-0212 и четырехкамерного рулевого двигателя РД-0214. Все двигатели конструкции С.А.Косберга. Маршевый двигатель по устройству и работе аналогичен двигателю РД-0210 второй ступени и является его модификацией. Тяга маршевого двигателя - 588 кН в пустоте, а рулевого - 32 кН в пустоте. Разделение второй и третьей ступеней происходит за счет тяги рулевого ЖРД третьей ступени, запускаемого до выключения маршевых ЖРД второй ступени, и торможения второй ступени имеющимися на ней шестью пороховыми двигателями. Отделение полезного груза осуществляется после выключения рулевого двигателя РД-0214. При этом третья ступень тормозится четырьмя пороховыми двигателями.

Первый старт РН "Протон-К" был осуществлен в 1968 году, когда на орбиту был выведен тяжелый научно-исследовательский спутник "Протон-4". За тридцать лет эксплуатации было произведено несколько сот пусков ракеты-носителя "Протон-К". Несколько запусков РН закончились аварией, но по своей надежности она опережает ракеты-носители аналогичного класса в США, Китае и Европе. Ракета-носитель "Протон-К" будет использована для доставки на околоземную орбиту модулей Международной космической станции.

Материалы были взяты с http://www.airshow.ru/ и http://www.qrz.ru/satellite/

Носители тяжелого класса США


Носителями тяжелого класса из числа зарубежных стран располагают США, страны Европейского космического агентства (ЕКА) и Япония. Первые тяжелые носители были созданы американцами в 1964-1967 гг. для обеспечения лунной программы Apollo. Самый мощный из них Saturn-5 позволял выводить на околоземную орбиту высотой 500 км полезный груз массой около 120 т. С завершением программ Apollo и Skylab надобность в подобных носителях отпала.

РН Saturn-5


В настоящее время в США используется РН тяжелого класса Titan-4 из семейства РН Titan, производимого фирмой Lockheed Martin. Первый пуск этой РН состоялся в 1989 г. На РН Titan-4 используются мощные твердотопливные ускорители, состоящие из семи топливных секций. Кроме того, в составе РН Titan-4 предусматривается применение в качестве последних ступеней твердотопливного двухступенчатого разгонного блока IUS и кислородно-водородного блока Centaur (более мощная модификация).
Характеристики РН Titan-4 Семейство носителей Titan

Наиболее мощной модификацией РН со времен экспедиции на Луну (РН Saturn-5) является модификация РН Titan-4B, эксплуатируемая с 1997 г. Основным отличием этой модификации являются более мощные твердотопливные навесные ускорители фирмы Alliant Techsystems с новым топливом - полибутадиеном с конечной гидроксильной группой, снаряжаемым в корпуса из композиционного материала (графитопластика). Корпуса этих ускорителей изготавливаются путем намотки, тогда как корпуса ускорителей РН Titan-4 изготавливаются из стали D6AC.

Основные технические параметры РН Titan: Модель РН Titan-2 Titan-3
(коммерч.) Titan-42
Масса на старте, т 155 680 860
Масса разгонного блока, кг:
PAM-D - 3490 -
Transtage - 13510 -
TOS - 10800 -
IUS - - 13100
Centaur - - 23860
Длина, м 42,9 47,3 62,2
Масса полезного груза, кг
Высота 185 км, наклонение 90º 1905 - 14110
Переходная к ГСО - 1850-5000* -
Геостационарная орбита - - 2380-4540


*-зависит от используемого разгонного блока.



Стоимость пуска каждой модификации РН Titan-4 оценивается в 350 млн дол. 12 октября 1998 г. Lockheed Martin Astronautics (LMA) получила от ВВС заказ стоимостью 1,327 млрд дол. на завершение производства 40 РН Titan-4 и обеспечение до 2002 г. запуска 39 из них. Начиная с 1989 г. уже запущено 25 ракет Titan-4, из них 22 - в модификации Titan-4A. Согласно новому контракту более мощная модификация Titan-4B, запускавшаяся уже три раза, будет использоваться еще в 14 пусках.

http://kosmos.claw.ru/shared/058.html

Здорово! Ждем продолжения!

Как выглядит система инженерных коммуникаций Байконура хорошо видно в Google earth.

Бангладеш писал(а):Как выглядит система инженерных коммуникаций Байконура хорошо видно в Google earth.

Да хорошая прога!

«Морской старт»

Пуск с воды

Единственный в мире частный космодром «Морской старт» состоит из переоборудованной нефтяной платформы «Одиссей» и сборочно-командного судна «Коммандер»

Особняком в ряду космодромов мира стоит проект «Морской старт» (Sea Launch). Во-первых, это единственный (пока) частный комплекс для запуска орбитальных космических аппаратов. Соучредителями международной компании Sea Launch являются американская Boeing Commercial Space Company (40%), российская Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королева (25%), британско-норвежская фирма Kvaerner Maritime A.S. (20%) и украинские аэрокосмические предприятия: ПО «Южмашзавод» и ГКБ «Южное» им. М.К. Янгеля (вместе 15%). Вторая особенность, как явствует из названия, это запуск ракет не с суши, а с воды. Правда, в этом «Морской старт» не является ни уникальным, ни даже первым. Еще в 1967 году итальянские специалисты запустили первый спутник со своего плавучего космодрома Сан-Марко (San Marco). Он представляет собой две платформы, установленные в Индийском океане (залив Формоза у побережья Кении). На одной из платформ, которая и дала название космодрому, смонтированы пусковая установка и монтажно-испытательный комплекс. На второй (она называется «Санта-Рита»)— размещаются пост управления запуском и комплекс слежения за полетом ракет-носителей. С космодрома Сан-Марко было запущено девять ракет-носителей типа «Скаут» со спутниками на борту. Но с 1988 года пуски не производились, а оборудование космодрома находится на консервации. Но вернемся к «Морскому старту». Первые проработки проекта начались в 1991 году, причем рассматривались и многотоннажные плавучие комплексы для запуска тяжелых ракет-носителей «Энергия» и «Энергия-М». Однако в конце концов решено было ограничиться сравнительно легкими носителями типа «Зенит». В 1995 году было подписано соглашение о создании совместного предприятия «Морской старт». В октябре 1998 года стартовая платформа, переоборудованная на верфи в Выборге из морской нефтяной платформы, пришла в порт базирования — американский город Лонг-Бич (сборочно-командное судно пришло туда ранее). Первый пуск с макетом спутника массой 4,5 тонны состоялся 28 марта 1999 года из района экватора. К настоящему моменту комплекс «Морской старт» выполнил 21 запуск, включая первый демонстрационный и один аварийный (в 2000 году). Преимущество морских космодромов заключается в способности производить запуски с экватора. Это позволяет сравнительно небольшому носителю вывести тяжелые (до 3 тонн) спутники на геостационарную орбиту. Недостатки же связаны со сложными и трудоемкими погрузочно-разгрузочными операциями в порту, и особенно в открытом море, и с затратами времени на вывод стартовой платформы к экватору. По этой причине «Морской старт» заметно уступает наземным космодромам по интенсивности запусков.

Построена на базе морской самоходной полупогружаемой нефтебуровой платформы. Оборудование стартовой платформы обеспечивает хранение ракеты «Зенит-3SL» в ангаре во время перехода в район старта, подачу и установку ракеты на пусковой стол, заправку ее компонентами топлива и сжатыми газами, предстартовую подготовку и пуск.

В оснащении судов оборудованием для обеспечения пусков основное участие принимало Конструкторское бюро транспортного машиностроения (г.Москва, Россия).

Ракета космического назначения «Зенит-3SL»

Процесс заправки ракеты осуществляется по команде с СКС комплексом автоматизированных систем на стандартной платформе.

Ракетно-космический комплекс «Морской старт» обеспечивает выведение космических аппаратов:

массой до 2,0 т на геостационарную орбиту;

массой до 6,0 т на переходную к геостационарной орбиту;

массой 11 – 15 т на низкие околоземные орбиты с наклонением 0-90

Первый демонстрационный пуск ракеты «Зенит-3SL» со стартовой платформы «Одиссей» состоялся 27 марта 1999 года в 4ч 20 мин 59 сек по московскому времени. Точка старта – 00 широты, 1540 западной долготы. На переходную к геостационарной орбиту был выведен макет спутника (DemoSat) массой 4,5 т.


Стартовая платформа
«Одиссей» (Odissey)



Декабрь 1991 г.
- март 1992 г. НПО "Энергия" совместно с рядом предприятий России провело предварительные исследования по созданию ракетно-космического комплекса морского базирования на базе крупнотоннажных средств отечественного морского флота для современных ракет-носителей "Зенит", "Энергия-М", "Энергия".
Март 1993 г.Специалисты НПО "Энергия" на встрече в компании "Boeing " представили проект создания ракетно-космического комплекса морского базирования (РКК МБ).
Ноябрь 1993 г.В г.Турку (Финляндия) будущие партнеры ("Boeing", НПО "Энергия", "Кvaerner") обсудили предложения по стартовой платформе и подписали рамочное соглашение о создании РКК МБ и необходимости учреждения международной компании.
Март 1994 г.В РКК "Энергия" разработаны технические предложения по ракетно-космическому комплексу морского базирования (РКК МБ) с участием традиционной российской кооперации. К работам привлечено НПО "Южное" (Украина).
Май 1995 гПрезидентами четырех компаний подписано Соглашение об образовании совместного предприятия "Морской старт" (от "Boeing", г.Сиэттл, США - Джеймс Ноблитт; от РКК "Энергия", г.Королев, Россия - Юрий Семенов; от "Кvaerner", г.Осло, Норвегия -Дитрих Шнитлер; от НПО "Южное", г.Днепропетровск, Украина - Юрий Алексеев). Последующие встречи партнеров стали определять стратегию развития программы "Морской старт".
В РКК "Энергия" совместно с предприятиями- соисполнителями разработан концептуальный проект по РКК "Морской старт".
Декабрь 1995 г.Президент РКК "Энергия" Ю.Семенов принял решение в целях повышения эффективности работ создать Дирекцию и Научно-технический центр 10 по программе "Морской старт". Создано оперативно-техническое управление работами кооперации РКК "Энергия".
Февраль 1996 г.В РКК "Энергия" разработаны предложения по структуре, ответственности и порядку согласования совместных (международных) документов.
Март 1996 г. На совещании представителей "Boeing Commercial Space Company", РКК "Энергия", "Кvaerner", ГКБ "Южное" и КБТМ в г.Осло, Норвегия по инициативе РКК "Энергия" принято решение о создании международной структуры рабочих групп для управления проектом на рабочем уровне. Определены руководители рабочих групп от РКК "Энергия".
Январь-декабрь 1996 г. Разработана комплексная проектная документация:
схема деления РКК "Морской Старт" (определение кооперации субподрядчиков);
технология проведения операций, структура и состав персонала;
комплексные документы (генеральная технология, программа предстартовой подготовки, программа комплексных испытаний).

Разработаны проектная и конструкторская документация по ракетному сегменту в обеспечение строительства судов:
документация на системы и оборудование ракетного сегмента;
интерфейсные документы и спецификации оборудования ракетного сегмента для верфей и проектных организаций.

Разработана документация по интеграции полезного груза с РКН.

Развернуты работы по строительству сборочно-командного судна (верфь "Кварнер-Гован", г. Глазго, Англия) и стартовой платформы (верфь "Кварнер-Розенберг", г. Ставангер, Норвегия).
Развернуты работы по изготовлению систем и оборудования ракетного сегмента (российские предприятия).
Разработаны исходные данные и требования по монтажу ракетного оборудования на судах.
Март 1997 г. Определена кооперация российских предприятий по обеспечению монтажа оборудования ракетного сегмента на судах:
ЦКБ МТ "Рубин"-разработка монтажной документации;
верфь "Кварнер-Выборг"-дооснащение стартовой платформы;
АО "Канонерский судоремонтный завод" - дооснащение сборочно-командного судна.
Март 1997 г.-март 1998 г. Осуществлены изготовление и поставки оборудования ракетного сегмента.
Март 1997 г. Проведен Совет Главных конструкторов в г. Королеве с рассмотрением проблемных вопросов, связанных с созданием РКК "Морской старт".
Март-апрель 1997 г. Получены гарантии Международного Банка Реконструкции и Развития на коммерческие риски при реализации программы "Морской старт". Завершено формирование схемы финансирования проекта.
30 мая 1997 г. Стартовая платформа пришла на верфь "Кварнер-Выборг" для оснащения системами и оборудованием ракетного сегмента и завершения работ по морскому оборудованию.
16-27 июня 1997 г. Первый обзор по сертификации проекта (г.Москва) с участием представителей заказчиков.
28 июля 1997 г. Подписано Постановление Правительства РФ "О предоставлении Российской Федерацией гарантий по международному проекту создания ракетно-космического комплекса морского базирования "Морской старт".
Сентябрь 1997 г. Проведен Совет Главных конструкторов в г.Днепропетровске по оценке состояния работ по выпуску комплексной документации в обеспечение создания РКК "Морской старт".
27 декабря 1997 г. Сборочно-командное судно пришло на "Канонерский судоремонтный завод".
Январь-июнь 1998 г. Оснащение сборочно-командного судна на "Канонерском судоремонтном заводе" системами и оборудованием ракетного сегмента и завершение работ по морскому оборудованию.
Апрель 1998 г. Компания "Sea Launch" провела на ПО "Южмашзавод" и РКК "Энергия" техническую приемку изготовленного первого летного комплекта ракеты-носителя "Зенит-2S" и разгонного блока ДМ-SL.
Май 1998 г. Работы в морском порту г.Санкт-Петербург на сборочно-командном судне: отработка погрузочно-разгрузочных операций с помощью макета ракеты-носителя "Зенит-2S", погрузка двух летных комплектов ракеты-носителя "Зенит-2S" и разгонного блока ДМ-SL.
Июнь 1998 г. Завершены основные работы на верфи "Кварнер-Выборг" по дооснащению стартовой платформы системами и оборудованием ракетного сегмента.

Задачи испытаний

В процессе комплексных испытаний предполагалось осуществить последовательную отработку всех операций по подготовке и проведению пуска РКН из района старта на экваторе в акватории Тихого океана. Особое внимание было обращено на следующие основные операции:
сборку и испытания РКН на сборочно-командном судне;
заправку сборочно-командного судна и стартовой платформы компонентами ракетного топлива;
перегрузку РКН со сборочно-командного судна на стартовую платформу;
установку РКН на стартовый стол, проведение испытаний и заправки РКН компонентами топлива;
слив компонентов топлива и приведение РКН в исходное состояние в случае несостоявшегося пуска.

Первоначальная концепция проведения комплексных испытаний предусматривала два этапа. Первый основной этап по отработке всех наиболее важных операций должен был проводиться в России в портах и акватории Балтийского моря (вблизи от российских предприятий - изготовителей). Второй чистовой этап планировалось провести в Базовом порту (США), а заключительные испытания предусматривались в штатном районе старта на экваторе. Но задержки в строительстве судов создали угрозу срыва сроков готовности комплекса, поэтому партнеры в целях сокращения продолжительности испытаний приняли решения совместить этапы и перенести основной объем испытаний в США и акваторию Тихого океана. Компания "Си Лонч" принимает решение вывести суда из верфей России до завершения пуско-наладочных работ и автономных испытаний по ряду систем ракетного сегмента.

Хронология испытаний

20 мая 1998 г. Начало комплексных испытаний в порту г. Санкт-Петербург, Россия.
20-25 мая 1998 г. Отработка операций погрузки разгонного блока и блоков РН на СКС в порту г. Санкт-Петербург.
26 мая - 8 июня 1998 г. Работы по программе комплексных испытаний на Канонерском судоремонтном заводе:
примерки разгонного блока и технологического оборудования в отсеке 103;
примерки блоков РН и технологического оборудования в отсеке 101;
подготовка и стыковка блоков 1-ой и 2-ой ступеней РН;
перекладка собранной РН на место хранения по левому борту СКС в отсеке 101.
8 - 12 июня 1998 г. Работы в порту г. Санкт-Петербург:
погрузка на СКС второго разгонного блока;
погрузка второго комплекта блоков РН на СКС;
закрепление блоков РН и РБ по "походному".
Июнь-август 1998 г. Разработка интегрированного графика, совмещающего завершение пуско-наладочных работ и автономных испытаний по ряду систем ракетного сегмента с комплесными испытаниями.
12 июня - 13 июля 1998 г. Морской переход сборочно-командного судна из г. Санкт-Петербург в Базовый порт (г. Лонг-Бич, США):
контроль состояния блоков РН и РБ во время транспортировки;
подготовка к комплексным испытаниям автоматизированной системы управления полетом РБ.
22 июня -4 октября 1998 г. Морской переход стартовой платформы из г. Выборг в Базовый порт.
21 октября 1998 г. Начало работы персонала ракетного сегмента в Базовом порту.
5-14 ноября 1998 г. Совместные испытания морских систем сборочно-командного судна и стартовой платформы в акватории Тихого океана.
3 декабря 1998 г. Проведена стыковка разгонного блока ДМ-SL и ракеты-носителя "Зенит-2S".
28 декабря 1998 г. На борт сборочно-командного судна доставлен макет блока полезного груза (БПГ).
31 декабря 1998 г. Завершена сборка на борту сборочно-командного судна первой ракеты космического назначения "Зенит-3SL".
23 января 1999 г. Впервые осуществлена перегрузка ракеты космического назначения "Зенит-3SL" со сборочно-командного судна на стартовую платформу в акватории Базового порта.
24 января 1999 г. Проведен Совет Главных конструкторов в РКК "Энергия" (г. Королев) по вопросу готовности ракетного сегмента к завершающему этапу комплексных испытаний.
26-31 января 1999 г. Испытания по программе "Сухой вывоз РКН"-отработка взаимодействия систем и оборудования стартовой платформы с РКН, контрольный набор стартовой готовности РКН.
31 января -17 февраля 1999 г. Проведение завершающего этапа комплексных испытаний РКК "Морской старт" в акватории Тихого океана в районе острова Сан-Клементе. Отработка всех операций предстартовой подготовки (включая заправку и слив компонентов топлива РКН).
17 февраля -4 марта 1999 г. Работы в Базовом порту после возвращения СКС и СП из акватории Тихого океана:
перегрузка РКН с СП на СКС;
отстыковка макета БПГ и РБ от РН;
дефектация и контрольные проверки РН и РБ;
отработка заправки РБ высококипящими компонентами топлива.


Результаты комплексных испытаний

В процессе проведения комплексных испытаний РКК "Морской старт" в г. Санкт-Петербурге, в Базовом порту и в акватории Тихого океана была успешно выполнена отработка всех операций по подготовке и проведению пуска РКН.
22-24 февраля 1999 г. состоялась защита (сертификация) проекта "Морской старт" с участием заказчиков и подтверждена готовность к проведению первого демонстрационного пуска.


Материялы с http://www.energia.ru/ http://www.mcc.rsa.ru/

"Ariane"



Программа создания РН серии Ariane начата по инициативе Европейского космического агентства (ЕКА) в 1972 году. Первый запуск РН Ariane-1 осуществлен 24 декабря 1979 года, а первый успешный коммерческий запуск – 9 июня 1981 года.

РН типа Ariane-2 и Ariane-3 созданы в начале 80-х годов.

Первый запуск РН Ariane-3 осуществлен 4 августа 1984 года, а Ariane-2 – 31 мая 1986 года.

Уже в 1982 году ЕКА приняло решение о создании нового типа РН Ariane-4.

Первый успешный коммерческий пуск РН Ariane-4 осуществлен 15 июня 1988 года. В том же году принято решение о производстве 50 РН Ariane.

Разработка нового типа РН Ariane-5 началась с 1988 года по инициативе ЕКА. Первый коммерческий пуск РН Ariane-5, состоявшийся 4 июня 1996 года, оказался неудачным.

Второй экспериментальный пуск РН Ariane-5 состоялся 30 ноября 1997 года и прошел успешно.

Серия РН Ariane-4 включает несколько разновидностей, которые отличаются в основном грузоподъемностью:
Параметры 40 42Р 44Р 42L 44LP 44L
Полная масса, кг 240000 339000 358000 400000 420000 470000
Высота, м 57 – 59,8
Размеры отсека ПН, м: при одиночных запусках спутников:
Высота 3,94 / 4,94 / 6,46
Диаметр 3,65
При сдвоенных запусках спутников:
Высота 2,72 / 3,72 / 3,76 / 3,81
Диаметр 3,65
Масса полезной нагрузки, кг gри выводе на орбиту:
185 км, наклонение 5,2? 4900 6100 6900 4900 6100 6900
185 км, наклонение 90? 3900 4800 5500 5900 6600 7700
геостационарную 1900 2600 3000 3200 3700 4400


Основные технические характеристики РН Ariane-5:

Полная масса РН, кг 710000
Высота РН, м 54,05
Размер отсека полезного груза при запуске нескольких спутников, м
Высота 4,5/3,3
Диаметр 4,57
Масса полезной нагрузки, кг, при выведении на орбиту:
550 км с наклонением 28,5 ? 18000
800 км с наклонением 98,6 ? 12000
геостационарную транспортную орбиту при запуске спутника
одиночный запуск 6800
сдвоенный запуск 5900
строенный запуск 5100

Производство РН Ariane осуществляют: Centre National d’Etudes; Aerospatiale Espace & Defense и т.д.



Коммерческое использование и осуществление запусков Arianespace.

Ориентировочная стоимость запуска геостационарных спутников с помощью РН Ariane 60 – 120 млн. $.

Материялы с http://www.spacenews.ru/

забавный каламбур в названии темы: "носители космодромов"