РН «Atlas V»

Rollout of Atlas V MUOS Атлас 5

Ракета-носитель Atlas V

Атлас V (Atlas V) — одноразовая двухступенчатая ракета-носитель семейства Атлас, 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 спутников и спутников ВВС США. Общей целью программы было сокращение стоимости запуска полезной нагрузки на орбиту.

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

Ускоритель Атлас 5

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 разгонному блоку Центавр 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

Вторая ступень Атлас 5

Перевозка разгонного блока Центавр к стартовой площадке SLC-41, декабрь 2009 года.

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

Семейство Atlas V Атлас 5

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 ЖРД 9 797 кг 4 750 кг 37
411 4,2 м ТТУ ЖРД 12 150 кг 5 950 кг 4
421 4,2 м ТТУ ЖРД 14 067 кг 6 890 кг 2 850 кг 7
431 4,2 м ТТУ ЖРД 15 718 кг 7 700 кг 3 290 кг 3
501 5,4 м ЖРД 8 123 кг 3 775 кг 6
511 5,4 м ТТУ ЖРД 10 986 кг 5 250 кг 0
521 5,4 м ТТУ ЖРД 13 490 кг 6 475 кг 2 540 кг 2
531 5,4 м ТТУ ЖРД 15 575 кг 7 475 кг 3 080 кг 3
541 5,4 м ТТУ ЖРД 17 443 кг 8 290 кг 3 530 кг 5
551 5,4 м ТТУ ЖРД 18 814 кг 8 900 кг 3 850 кг 7
Heavy (HLV, 5H1)* 5,4 м УРМ ЖРД 13 000 кг 0
Heavy (HLV, 5H2)* 5,4 м УРМ 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:

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 Vulcan, 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.

Запуски ракеты-носителя Атлас V

Среди наиболее примечательных полетов следует отметить старты космических аппаратов Mars Reconnaissance Orbiter и Новые горизонты — две исследовательские программы NASA, первая посвящена изучению Марса, вторая — изучению Плутона и его системы спутников с пролетной траектории. 18 июня 2009 года ракета-носитель Атлас V 401 использовалась для запуска Lunar Reconnaissance Orbiter (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.


Wikipedia