Mündəricat Giriş Fəsil İkipilləli zond raketinin ümumi layihələndirilməsi

Şəkil 1.10. İkinci pillənin ümumi görünüşü
Quyruq bölməsi pillələri, təchizat boru kəmərləri və sükan ucluqlarının yerləşdirilməsi üçün nəzərdə tutulmuşdur. Bu, perçinlənmiş strukturun silindrik bölməsidir. Sükan maşınlarına daxil olmaq üçün quyruq hissəsində qapaqlarla bağlanmış dörd boşluq var.

Şəkil 1.11. İkinci pillənin quyruq hissəsinin ümumi görünüşü
İkinci pillənin yanacaq bölməsi zond sxemə uyğun olaraq hazırlanır və üç dibi olan qaynaqlanmış silindrik bölmədir. Bölmə aralıq sferik dibi ilə iki boşluğa bölünür: yuxarıdakı oksidləşdirici boşluq, aşağısı isə yanacaq boşluğudur. Yanacaq bölməsinin aşağı dibi konusvari hazırlanır. Yanacaq bölməsinin qabığı, dibləri və çərçivələri alüminium-maqnezium ərintisindən hazırlanmışdır.

Şəkil 1.12. İkinci pillənin yanacaq bölməsinin ümumi görünüşü
Alət bölməsi yuxarı akkordda kosmik gəminin quraşdırıldığı çərçivəni yerləşdirməyə xidmət edir və yan çubuqlarda idarəetmə və ölçmə sistemlərinin alətləri quraşdırılır. Əsas hissə alət bölməsinin yuxarı çərçivəsinə bərkidilir.

Şəkil 1.13. Atıcı qurğunun alət bölməsinin ümumi görünüşü
Aşağı itələmə sisteminin çənləri (asma çənlər) trayektoriyanın keçid hissəsində aşağı itələmə sisteminin (LTS) işləməsi, habelə ikinci pilləli mühərrikin işləməsi üçün zəruri olan yanacaq komponentlərinin tutumlarıdır. Çənlər I-IV və II-III stabilizasiya müstəvilərinə 45⁰ bucaq altında yerləşir və iki dəstdən ibarətdir. Hər bir dəst oksidləşdirici çəndən və güc boşluları vasitəsilə bir-birinə bağlanan yanacaq çənindən ibarətdir.
Əsas pillənin uçuş hissəsində təkan yaratmaq üçün raketin birinci pilləsinin mühərrikindən istifadə edilir. İtki vektorunun idarə edilməsi işlənmiş qazların axınında qaz reaktiv sükanların əyilməsi ilə təmin edilir (Şəkil 1.14).

Şəkil 1.14. Birinci pillə mühərriklərinin ümumi görünüşü
Mühərrik yüksək qaynayan öz-özünə alovlanan yanacaq komponentləri (azot tetroksidinin azot turşusunda 27% məhlulu və qeyri-simmetrik dimetilhidrazin) üzərində işləyir.
Birinci pillədə mühərrik dörd yanma kamerasından, yanacaq çənlərinə boru kəmərləri ilə birləşdirilən iki turbonasos qurğusundan ibarətdir.
Birinci pillə mühərriki çərçivədən istifadə edərək quyruq hissəsinin güc halqasına bərkidilir.
İkinci pillənin mühərriki ikinci pillənin uçuş bölməsində təkan yaratmaq üçün istifadə olunur.

Şəkil 1.15. İkinci pillə mühərrikinin ümumi görünüşü
Mühərrik birinci pillə mühərriki ilə eyni yanacaq komponentləri ilə işləyir (azot tetroksidinin azot turşusunda və qeyri-simmetrik dimetilhidrazində 27% məhlulu).
İkinci pillə mühərriki yanma kamerası, turbonasos qurğusu və dörd kiçik sükan başlığı olan aşağı itələyici hərəkət aqreqatı olan əsas hərəkət qurğusundan ibarətdir.
Uçuş zamanı ikinci pillənin əsas hərəkət aqreqatı 2 dəfə işə salınır və işə salınması arasında aşağı itələyici qurğu (traektoriyanın keçid hissəsi) işləyir.
İlk dəfə işə salındıqda, ikinci pillənin mühərriki əsas çənlərdən, yenidən işə salındıqda və aşağı təzyiq rejimində, SMT çənlərindən qidalanır.
Mühərrik ikinci pillənin yanacaq bölməsinin konusvari dibinin xüsusi flanşına bərkidilir.
Aparıcı idarəetmə sistemi kosmik gəminin müəyyən edilmiş orbitlərə buraxılması zamanı uçuşa nəzarət etmək üçün nəzərdə tutulub.
“Kosmos-3M” zond raketi avtonom idarəetmə sistemindən istifadə edir. O, müxtəlif meydança proqramlarının, görünən sürətin və vaxt əmrlərinin həyata keçirilməsini təmin edir. Proqram funksiyalarının təyini diskret fəaliyyət göstərən hesablama qurğularının köməyi ilə həyata keçirilir ki, bu da yüksək dəqiqliyi, idarəetmə sisteminin parametrlərinin xarici şəraitdən müstəqilliyini əldə etməyə imkan verir və proqram funksiyalarının uzaqdan daxil edilməsini təmin edir.
İdarəetmə sisteminin bütün komanda və əksər digər alətləri ikinci pillənin alət bölməsində quraşdırılmışdır. Yeni LV uçuş trayektoriyalarını həyata keçirərkən yeni idarəetmə proqramları hazırlana və idarəetmə sisteminin alətləri təkmilləşdirilə bilər.
“Kosmos-3M” zond aparatının idarəetmə sistemi bort və yerüstü sınaq və buraxılış avadanlığından ibarətdir.
İdarəetmə sisteminin bort avadanlığı aşağıdakı vəzifələri həll edir:
• tələb olunan kinematik və bucaq parametrləri ilə kosmik gəminin orbitə daxil olmasını təmin edən uçuş tapşırığı ilə müəyyən edilmiş fəza trayektoriyalarının həyata keçirilməsi;
• birinci və ikinci pillələrin mühərriklərinin və raketin mexaniki sistemlərinin işinə nəzarət;
• raketin kütlə mərkəzi ətrafında bucaq sabitləşməsi və kütlə mərkəzinin sabitləşməsi;
• görünən sürətin uzununa komponentinin və uçuş proqramına uyğun olaraq daşıma bucağı baxımından raketin dönüşünün tənzimlənməsi.
İdarəetmə sisteminin bort avadanlığı kosmik gəmi ilə elektrik əlaqəsinə malikdir, o, uçuş zamanı kosmik gəmi avadanlığına ötürmək üçün rele kanalını ehtiva edir.
Yerüstü sınaq və işə salma avadanlığı aşağıdakı vəzifələri həll edir:
• texniki və buraxılış mövqelərində zond raket sistemlərin elektrik sınaqları;
• LV sistemlərinin işə salınmağa hazır olması üçün başlanğıc sxemlər toplusu;
• uçuş tapşırığına daxil olmaq;
• raketin buraxılması;
• idarəetmə sistemində nasazlıq baş verdikdə və ya kompleksin sistemləri üçün hazırlıq siqnalları olmadıqda, buraxılışa hazırlıq sxeminin qurulmasının istənilən pilləsində atışqabağı hazırlığın ləğvi üçün avtomatik formalaşdırılması və əmrlərin verilməsi;
• rejimə çatmadıqda birinci pillənin hərəkətverici sisteminin işə salınmasının və qəza dayandırılmasının ləğvi üçün avtomatik formalaşdırılması və əmrlərin verilməsi.
Avtomatik rejimdə elektrik sınaqları, zond raket sistemlərin buraxılışa hazırlığının sxemləri toplusu və işə salınması həyata keçirilir.
İdarəetmə sisteminin icra orqanları raketin uçuşda sabitləşdirilməsi, həmçinin onun proqram növbəsinin həyata keçirilməsi üçün nəzərdə tutulub.
Aparıcı idarəetmə sisteminin icraedici orqanları kimi aşağıdakılar istifadə olunur: birinci pillədə - qaz reaktiv sükanlar, ikinci pillədə - sükan burunları.
“Kosmos” zond aparatının ölçü sisteminə iki avtonom sistem daxildir: trayektoriya parametrlərinin ölçülməsi sistemi və telemetrik ölçmə sistemi.
Zond raketin trayektoriyasının parametrlərinin ölçülməsi sistemi bort transponderindən, antena qidalandırıcı qurğulardan və avtonom enerji mənbəyindən ibarətdir. Transponder desimetr tezlik diapazonunda implus rejimində işləyir. O, raketin ikinci pilləsində quraşdırılıb.
Sistem bütün buraxılış sahəsi boyunca raketin trayektoriyasının parametrlərinin ölçülməsini təmin edir: yerüstü radar stansiyasına nisbətən yüksəklik bucağı, azimut və maillik diapazonu. Aralığın müəyyən edilməsinin dəqiqliyi 20 ilə 50 metr arasında, açılar isə 5 ilə 7 dəqiqə arasındadır.
Telemetriya ölçmələri sistemi raketin birinci və ikinci pillələrində yerləşən, sayğac diapazonunun müxtəlif tezliklərində buraxılış anından məlumatın birbaşa ötürülməsi rejimində eyni vaxtda işləyən iki avtonom telemetriya ölçmə sistemindən ibarətdir. Sistemlər müstəqil bort batareyaları ilə təchiz edilir.
Telemetriya ölçmə sistemi aktiv buraxılış yerində zond aparatın parametrləri haqqında lazımi miqdarda məlumat verir. Kosmik gəmini orbitə çıxararkən telemetriya sistemi kosmik gəminin zond aparatdan ayrılması faktına nəzarət etməyə imkan verir.
Telemetriya sisteminin məlumatlarına əsasən, zond raketin buraxılışı zamanı operativ nəzarət həyata keçirilir və buraxılışın müvəffəqiyyət dərəcəsi haqqında ilkin rəy verilir.
Bort telemetriya sisteminin bir hissəsi olaraq, ikinci pillədə mühərrikin yenidən işə salınması ilə eyni vaxtda işə salınan və kosmik gəminin ayrılması prosesini və buraxılış aparatı sistemlərinin işini xarakterizə edən telemetrik məlumatları saxlayan bir saxlama cihazı təmin edilir. Bu məlumat Yerə ikinci pillə ikinci orbitin başlanğıcında fəaliyyət göstərən yerüstü ölçmə sistemlərinin radio görünmə zonasına daxil olduqda ötürülür.
Ölçmə sisteminin yerüstü sınaq avadanlığı texniki və buraxılış komplekslərində zond gəminin bort ölçmə sisteminin bütün növ yoxlamalarını və sınaqlarını həyata keçirməyə imkan verir.
Ayırma sistemi müəyyən edilmiş hərəkət parametrlərinə çatdıqdan sonra kosmik gəmini buraxılış vasitəsinin ikinci pilləsindən ayırmaq üçün nəzərdə tutulmuşdur.
Kosmik gəmini ayırma sistemi kosmik gəmi ilə ikinci pillə çərçivəsi arasında sərt mexaniki əlaqənin kəsilməsini təmin edir, həmçinin kosmik gəmi ilə buraxılış aparatının ikinci pilləsi arasında müəyyən itələyici impuls yaradır.
Kosmik gəminin ikinci pillənin çərçivəsi ilə birləşdirilməsi mötərizədə quraşdırılmış dörd pnevmatik itələyicinin köməyi ilə həyata keçirilir, bu da öz növbəsində ikinci pillə çərçivəsinin yuxarı kəmərinə (kosmik gəminin montaj çərçivəsi) bərkidilir.