О космическом симуляторе Orbiter и, как минимум, двести человек, которые заинтересовались и скачали аддоны к нему, привели меня к идее продолжить цикл постов образовательной и игровой направленности. Также, я хочу облегчить переход от первого поста, в котором всё делает автоматика, не требуя ваших действий, к самостоятельным экспериментам, чтобы не получился анекдот о рисовании совы . Этот пост имеет следующие цели:

• Рассказать о семействе разгонных блоков «Бриз»
• Дать представление об основных параметрах орбитального движения: апоцентре, перицентре, наклонении орбиты
• Дать представление об основах орбитальной механики и запусках на геостационарную орбиту (ГСО)
• Предоставить простое руководство по освоению ручного выхода на ГСО в симуляторе

Введение

Об этом мало задумываются, но семейство разгонных блоков «Бриз» - «Бриз-М», «Бриз-КМ» - это пример аппарата, разработанного уже после распада СССР. Причин такой разработки было несколько:

• На основе МБР УР-100 разрабатывалась конверсионная ракета-носитель «Рокот», для которой был бы полезен разгонный блок (РБ).
• На «Протоне» для выведения на ГСО использовался РБ «ДМ», который использовал «неродную» для «Протона» пару «кислород-керосин», имел время автономного полёта всего 7 часов, да и грузоподъёмность его можно было бы увеличить.

В 1990-1994 годах прошли испытательные пуски и, в мае-июне 2000 года состоялись полёты обеих модификаций «Бриза» - «Бриз-КМ» для «Рокота» и «Бриз-М» для «Протона». Главное различие между ними - наличие дополнительных сбрасываемых топливных баков на «Бризе-М», которые дают бОльший запас характеристической скорости (delta-V) и позволяют выводить более тяжелые спутники. Вот фотография, которая очень хорошо иллюстрирует разницу:

Конструкция

Блоки семейства «Бриз» отличаются очень плотной компоновкой:

Более подробный чертёж

Обратите внимание на технические решения:

• Двигатель находится внутри «стакана» в баке
• Внутри баков также находятся баллоны с гелием для наддува
• Баки горючего и окислителя имеют общую стенку (благодаря использованию пары НДМГ/АТ это не представляет технической сложности), нет увеличения длины блока из-за межбакового отсека
• Баки являются несущими - нет силовых ферм, которые бы требовали дополнительного веса и увеличивали длину
• Сбрасываемые баки фактически являются половиной ступени, что, с одной стороны, требует лишнего веса на стенки, с другой - позволяет увеличивать запас характеристической скорости за счет сброса пустых баков.

Плотная компоновка экономит геометрические размеры и вес, но она имеет и свои недостатки. Например, двигатель, который, работая, излучает тепло, находится очень близко к бакам и трубопроводам. И сочетание более высокой (на 1-2 градуса, в пределах спецификации) температуры топлива с более высокой теплонапряженностью работы двигателя в процессе работы (тоже в пределах спецификации) привело к закипанию окислителя, нарушению охлаждения турбины ТНА жидким окислителем и нарушению её работы, что вызвало аварию РБ при выведении спутника «Ямал-402» в декабре 2012 года .
В качестве двигателей РБ используется комбинация из двигателей трех типов: маршевого С5.98 (14Д30) тягой 2 тонны, четырех двигателей коррекции (фактически это двигатели осаждения, ullage motors), которые включаются перед пуском маршевого двигателя для осаждения топлива на дно баков, и двенадцати двигателей ориентации тягой 1,3 кг. Маршевый двигатель имеет весьма высокие параметры (давление в камере сгорания ~100 атм, удельный импульс 328,6 с) несмотря на открытую схему. Его «отцы» стояли на марсианских станциях «Фобос» а «деды» - на посадочных лунных станциях типа «Луна-16». Маршевый двигатель может гарантированно включаться до восьми раз, а срок активного существования блока не меньше суток.
Масса полностью заправленного блока составляет до 22,5 тонн, полезная нагрузка достигает 6 тонн. Но суммарная масса блока после отделения от третьей ступени ракеты-носителя чуть меньше 26 тонн. При выводе на геопереходную орбиту РБ недозаправляется, а полностью заполненный бак для прямого вывода на ГСО выводил максимум 3,7 тонны полезной нагрузки. Тяговооруженность блока получается равной ~0.76. Это недостаток РБ «Бриз», но небольшой. Дело в том, что после отделения РБ+ ПН находятся на незамкнутой орбите, что требует импульса на довыведение, а небольшая тяга двигателя приводит к гравитационным потерям. Гравитационные потери составляют примерно 1-2%, что весьма немного. Также, длительные периоды работы двигателя повышают требования к надёжности. С другой стороны, у маршевого двигателя гарантированный срок работы до 3200 секунд (почти час!).

Немного о надежности

Семейство РБ «Бриз» эксплуатируется весьма активно:

• 4 полёта «Бриз-М» на «Протоне-К»
• 72 полёта «Бриз-М» на «Протоне-М»
• 16 полётов «Бриз-КМ» на «Рокоте»

Итого 92 полёта на 16 февраля 2014 года. Из них произошло 5 аварий (частичный успех с «Ямал-402» я записал в аварию) по вине блока «Бриз-М» и 2 по вине «Бриз-КМ» что даёт нам надёжность 92%. Рассмотрим причины аварий более подробно:

1. 28 февраля 2006, ArabSat 4A - преждевременный останов двигателя из-за посторонней частицы, попавшей в сопло гидротурбины ( , ), единичный производственный дефект.
2. 15 марта 2008, AMC-14 - преждевременный останов двигателя, разрушение высокотемпературного газопровода (), потребовалась его доработка.
3. 18 августа 2011, Экспресс-АМ4. Необоснованно «заужен» временной интервал подворота гиростабилизированной платформы, неправильная ориентация (), ошибка программистов.
4. 6 августа 2012, Telkom 3, Экспресс-МД2. Останов двигателя из-за засорения магистрали наддува (), производственный дефект.
5. 9 декабря 2012, Ямал-402. Останов двигателя из-за выхода из строя ТНА, сочетание неблагоприятных факторов температурного режима ()
6. 8 октября 2005, «Бриз-КМ», Cryosat, неразделение второй ступени и РБ, нештатная работа ПО (), ошибка программистов.
7. 1 февраля 2011, «Бриз-КМ», Гео-ИК2, нештатный импульс двигателя, предположительно из-за отказа системы управления, из-за отсутствия телеметрии точную причину установить невозможно.

Если проанализировать причины аварий, то с проблемами конструкции и ошибками проектирования связаны только две - прогар газопровода и нарушение охлаждения ТНА. Все прочие аварии, причина которых известна достоверно, связаны с проблемами качества производства и подготовки к пуску. Это неудивительно - космическая отрасль требует очень высокого качества работы, и ошибка даже рядового сотрудника может привести к аварии. Сам по себе «Бриз» не является неудачной конструкцией, однако, стоит отметить отсутствие запаса прочности из-за того, что для обеспечения максимальных характеристик РБ материалы работают близко к границе своей физической прочности.

Полетаем

Пора перейти к практике - отправиться вручную на геостационарную орбиту в Orbiter"е. Для этого нам потребуются:
Релиз Орбитера, если вы его ещё не скачали после прочтения первого поста, вот ссылка .
Аддон «Proton LV» скачать отсюда

Немного теории

Из всех параметров орбиты здесь нас будут интересовать три параметра: высота перицентра (для Земли - перигей), высота апоцентра (для Земли - апогей) и наклонение:

• Высота апоцентра - это высота самой высокой точки орбиты, обозначается как На.
• Высота перицентра - это высота самой низкой точки орбиты, обозначается как Нп.
• Наклонение орбиты - это угол между плоскостью орбиты и плоскостью, проходящей через экватор Земли (в нашем случае орбит вокруг Земли), обозначается как i .

Геостационарная орбита - это круговая орбита с высотой перицентра и апоцентра 35 786 км над уровнем моря и наклонением 0 градусов. Соответственно, наша задача разбивается следующие этапы: выйти на низкую околоземную орбиту, поднять апоцентр до 35 700 км, изменить наклонение до 0 градусов, поднять перицентр до 35 700 км. Изменять наклонение орбиты выгоднее в апоцентре, потому что там меньше скорость спутника, а, чем меньше скорость, тем меньшую delta-V надо приложить для её изменения. Одна из хитростей орбитальной механики состоит в том, что иногда выгоднее поднять апоцентр гораздо выше нужного, изменить наклонение там, и позже опустить апоцентр до нужного. Траты на подъем и спуск апоцентра выше нужного + изменение наклонения могут быть меньше, чем изменение наклонения на высоте нужного апоцентра.

План полёта

В сценарии с «Бризом-М» надо вывести «Sirius-4», шведский спутник связи, запущенный в 2007 году. За прошедшие годы его уже успели переименовать, теперь это «Астра-4А» . План его выведения был такой:


Понятное дело, что мы, выходя на орбиту вручную, лишаемся точности автоматов, исполняющих расчеты баллистиков, поэтому наши параметры полёта будут с довольно большими ошибками, но это не страшно.

Этап 1. Выход на опорную орбиту

Этап 1 занимает время от запуска программы до выхода на круговую орбиту высотой примерно 170 км и наклонением 51 градус (тяжкое наследие широты Байконура, при пуске с экватора было бы сразу 0 градусов).
Сценарий Proton LV / Proton M / Proton M - Breeze M (Sirius 4)

От загрузки симулятора до отделения РБ от третьей ступени можно любоваться видами - всё делает автоматика. Разве что необходимо переключить фокус камеры на ракету с вида с земли (нажимать F2 до значений слева-сверху absolute direction или global frame ).
В процессе выведения рекомендую переключиться на вид «изнутри» по F1 , подготовиться к тому, что нас ждет:


Кстати, в Orbiter можно включить паузу по Ctrl-P , это может вам пригодиться.
Немного пояснений о значениях важных для нас показателей:


После отделения третьей ступени мы оказываемся на незамкнутой орбите с угрозой упасть в район Тихого океана, если мы будем действовать медленно или неверно. Для того, чтобы избежать такой печальной участи, нам следует выйти на опорную орбиту, для чего нам следует:

1. Остановить вращение блока нажатием кнопки Num 5 . Т.н. режим KillRot (остановка вращения). После фиксации положения режим автоматически выключается.
2. Переключить вид назад на вид вперед кнопкой C .
3. Переключить индикатор лобового стекла в орбитальный режим (Orbit Earth сверху) нажатием кнопки H .
4. Клавишами Num 2 (поворот вверх), Num 8 (поворот вниз), Num 1 (поворот влево), Num 3 (поворот вправо), Num 4 (крен влево), Num 6 (крен вправо) и Num 5 (остановка вращения) повернуть блок по направлению движения с углом тангажа примерно 22 градуса и зафиксировать положение.
5. Начать процедуру запуска двигателя (сначала Num + , потом, не отпуская, Ctrl ).

Если вы все сделаете правильно, картинка будет примерно такая:


После включения двигателя:

1. Создать вращение, которое зафиксирует угол тангажа (пара нажатий Num 8 и угол не будет заметно меняться).
2. В процессе работы двигателя удерживать угол тангажа в диапазоне 25-30 градусов.
3. Когда значения перицентра и апоцентра будут в районе 160-170 км, выключить двигатель кнопкой Num * .

Если всё прошло хорошо, будет что-то вроде:


Самая нервная часть закончилась, мы на орбите, упасть уже некуда.

Этап 2. Выход на промежуточную орбиту

Из-за низкой тяговооруженности, апоцентр до 35 700 км приходится поднимать в два этапа. Первый этап - это выход на промежуточную орбиту с апоцентром ~5000 км. Специфика проблемы - надо разгоняться так, чтобы апоцентр не оказался в стороне от экватора, т.е. надо разгоняться симметрично относительно экватора. В этом нам поможет проекция схемы выведения на карту Земли:


Картина для запущенного на днях Турксат 4А, но это неважно.
Подготовка к выходу на промежуточную орбиту:

1. Переключить левый многофункциональный дисплей в режим карты (Левый Shift F1 , Левый Shift M ).
2. R , замедлить в 10 раз T ) подождать до пролёта над Южной Америкой.
3. Сориентировать блок в положение по вектору орбитальной скорости (носом по направлению движения). Можно нажать кнопку [ , чтобы это делала автоматика, но здесь это не очень эффективно, лучше вручную.

Должно получиться что-то вроде:


В районе широты 27 градусов надо включить двигатель, и, удерживая ориентацию по вектору орбитальной скорости, лететь до достижения апоцентра 5000 км. Можно включать ускорение 10х. По достижении апоцентра 5000 км, выключить двигатель.

Музыка, по-моему, очень подходит к разгону на орбите

Если всё прошло хорошо, то получим что-то типа:

Этап 3. Выход на переходную орбиту

Очень похоже на этап 2:

1. С помощью ускорения времени (ускорить в 10 раз R , замедлить в 10 раз T , можно спокойно ускорять до 100х, 1000х не советую) подождать до пролёта над Южной Америкой.
2. Сориентировать блок в положение по вектору орбитальной скорости (носом по направлению движения).
3. Придать блоку вращение вниз для сохранения ориентации по вектору орбитальной скорости.
4. В районе широты 27 градусов надо включить двигатель, и, удерживая стабилизацию по вектору орбитальной скорости, лететь до достижения апоцентра 35700 км. Можно включать ускорение 10х.
5. Когда во внешнем топливном баке кончится топливо, сбросить его нажатием D . Запустить двигатель снова.

Сброс топливного бака, видна работа двигателей осаждения


Результат. Обратите внимание, я поторопился выключить двигатель, апоцентр 34,7 тысячи км. Это не страшно, для чистоты эксперимента оставим так.


Красивый вид

Этап 4. Изменение наклонения орбиты

Если вы всё делали с небольшими ошибками, то апоцентр будет в районе экватора. Порядок действий:

1. Ускоряя время до 1000х подождать подлёта к экватору.
2. Сориентировать блок перпендикулярно полёту, вверх, если смотреть с внешней стороны орбиты. Для этого подойдет автоматический режим Nml+, который активируется нажатием кнопки ; (она же ж )
3. Включить двигатель.
4. Если после маневра по обнулению наклонения останется топливо, можно потратить его на поднятие перицентра.
5. После окончания топлива кнопкой J отделить спутник, раскрыть его солнечные панели и антенны Alt-A , Alt-S

Начальная позиция перед маневром


После маневра

Этап 5. Самостоятельное выведение спутника на ГСО

У спутника есть двигатель, с помощью которого можно поднять перицентр. Для этого в районе апоцентра ориентируем спутник по вектору орбитальной скорости и включаем двигатель. Двигатель слабый, надо повторять несколько раз. Если всё будете делать правильно, у спутника ещё останется примерно 20% топлива на коррекцию возмущений орбиты. В реальности, воздействие Луны и других факторов приводит к тому, что орбита спутников искажается, и приходится тратить топливо на поддержание требуемых параметров.
Если у вас всё получилось, картинка будет примерно следующей:

Ну и небольшая иллюстрация того, что спутник на ГСО находится над одним местом Земли:

Схема пуска Турксат 4А, для сравнения

UPD : посоветовавшись с , заменил уродливую самодельную кальку с Орбитеровских Prograde/Retrograde на реально существующий термин «по/против вектора орбитальной скорости»
UPD2 : Со мной связался специалист по адаптации полезных нагрузок для «Бриза-М» ГКНПЦ им. Хруничева, добавил пару замечаний к статье:

1. На суборбитальную траекторию (начало этапа 1) в реальности выводится не 28 т, а чуть меньше 26, потому что РБ не заправляют полностью.
2. Гравитационные потери составляют всего 1-2%

Теги:

• космонавтика
• Orbiter
• бриз-м

Добавить метки

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»

время	событие
0:00:00,00	Контакт подъема (КП)
0:02:03,16	Отделение 1-й ступени
0:03:02,80	Сброс ГО
0:05:31,20	Отделение 2-й ступени
0:09:43,44	Отделение 3-й ступени
0:10:04,94	Первое включение ДКИ РБ
0:10:13,44	Первое включение МД РБ
0:19:51,62	Отключение МД РБ
1:08:54,7	Второе включение ДКИ РБ
1:09:08,7	Второе включение МД РБ
1:24:48,1	Отключение МД РБ
3:30:10,7	Первое включение ДКИ РБ
3:30:32,7	Первое включение МД РБ
3:46:25,9	Отключение МД РБ
3:47:45,9	Сброс ДТБ
8:46:49,5	Четвертое включение ДКИ РБ
8:46:57,5	Четвертое включение МД РБ
8:58:23,9	Отключение МД РБ
8:59:33,9	Отделение 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?

Разгонный блок «Бриз-М» предназна­чен для повышения возможностей ракет-носителей тяжелого класса типа «Ангара А5», «Протон-К»,
«Протон-М» как по массе полезной нагрузки, выводимой в широком диапазоне орбит, так и по предоставляемо­му объему зоны полезной нагрузки.

Разгонный блок «Бриз-М» имеет ком­пактную компоновку. Он состоит из цен­трального блока и окружающего его то­роидального сбрасываемого дополни­тельного блока топливных баков.

Рисунок 1 - Схема выведения КА с помощью РБ «Бриз-М»

Марше­вый жидкостной ракетный двигатель 14Д30 установлен в нише внутри топлив­ного бака центрального блока и облада­ет возможностью многократного включе­ния. Жидкостные ракетные двигатели малой тяги, работающие на тех же ком­понентах топлива, что и маршевый двигатель, обеспечивают ориентацию и стабилизацию РБ на пассивных участках ав­тономного полета, а также осаждение топлива в баках при повторных запусках маршевого двигателя.

Установленная в приборном отсеке, находящемся на верхней части централь­ного блока, инерциальная система управ­ления осуществляет управление полетом разгонного блока и его бортовыми систе­мами. Разгонный блок «Бриз-М» оснащен также системой энергопитания и аппара­турой для сбора телеметрической информации и внешнетраекторных измерений.

Выведение КА осуществляется с помощью разгонного блока (РБ) «Бриз-М». Для оптимизации энергетических затрат предложена схема полета РБ на целевую орбиту с пятью включениями маршевого двигателя (МД) раз-

гонного блока.

Первое включение МД РБ выполняет­ся через 93 секунды после отделения от РН, в результате чего осуществляется вы­ход орбитального блока (ОБ) на опорную орбиту.

Второе включение МД производится в районе узла опорной орбиты и обеспечивает формиро­вание промежуточной орбиты, в перигее которой через виток осуществляется тре­тье и четвертое включение МД, в резуль­тате которых орбитальный блок выво­дится на переходную орбиту. В паузе между третьим и четвертым включениями МД осуществляется сброс дополнитель­ных топливных баков (ДТБ) разгонного блока. Четвертое включение МД выполня­ется через 125 с после окончания третье­го включения МД. Полет по переходной и промежуточной орбитам осуществляется с закруткой ОБ вокруг продольной оси.

Рисунок 2 – РБ «Бриз-М» на испытаниях в МИКе

Основные характеристики РБ «Бриз-М»:

Габаритные размеры, м:

Длина, м 2 654

Диаметр, м 4

Сухая масса, м 2 665

Компоненты топлива:

Окислитель: Азотный тетроксид

Горючее: НДМГ

Масса заправленного топлива, кг

Окислитель: 13 26

Горючее: 6660

Маршевый двигатель: 14Д30

Тяга, кН 20

Удельный импульс тяги, Н*с/кг 3255

Пятое включение МД РБ закрепляет ОБ на целевой орбите и производится в районе апогея переходной орбиты.

Перед отделением КА орбитальный блок разворачивается в положение для от­деления КА, которое определено требова­ниями Заказчика. Отделение КА произво­дится через 700 с после выключения МД на целевой орбите.

Разрыв механических связей между КА и РБ в процессе разделения производится по стыку КА с переходной системой. После раз­рыва стяжной ленты КА с помощью пружинных толка­телей отталкивается от РБ с относительной скоростью 0,75 м/с.

После отделения КА и проведения сеанса измере­ния параметров орбиты разгонный блок уводится из рабочей зоны КА и пе­реводится в безопасное со­стояние (сбрасывается дав­ление из всех емкостей).

Общая продолжитель­ность выведения от момен­та старта ракеты-носителя до отделения КА составляет 33020 секунд (~ 9 ч 10 мин).

Бриз - конвекторы, встраиваемые в структуру пола. Та­кие приборы рекомендуются для отопления помещений, имею­щих высокие окна или стеклянные стены, где традиционные отопительные приборы применить затруднительно без наруше­ния дизайнерских решений, а также для дополнительного ото­пления при смешанной установке с другими приборами. Они создают тепловые завесы от ниспадающих потоков холодного воздуха, предотвращают запотевание окон.

В многоэтажных и многофункциональных зданиях приме­няются синтезированные системы: отопление - вентиляция - кондиционирование с «интеллектуальной» системой управле­ния. В такие системы легко модулируются конвекторы серии Бриз, встраиваемые в структуру пола,

Конвекторы монтируются в структуру пола, оставляя на ви­димой поверхности лишь декоративную решетку поперечного исполнения, которая выглядит как единый с полом дизайн - эле­мент. Весь же теплообменный узел располагается ниже уровня пола.

Решётка изготавливается из анодированного алюминиевого профиля, из полированной нержавеющей стали или из ценных пород дерева.

Теплообменник конвектора Бриз изготавливается из мед­ной трубы диаметром 15 мм с толщиной стенки 1 мм. Запас гид­равлической прочности таких теплообменников в 2+2,5 раза выше запаса прочности встречающихся на нашем рынке тепло­обменников с трубами, имеющими меньшую толщину стенки. Трубы оребрены алюминиевыми пластинами размером 50x100 мм. Пластины имеют волнистую (гофрированную) поверхность, увеличивающую площадь теплообмена и прочность пластины.

В приборе Бриз имеется воздухоотводчик (кран Маевского) для удобства удаления воздуха из системы и оконечные латун­ные переходники с наружной резьбой G1/2" для присоединения к отопительной системе.

Латунные переходники позволяют монтировать данные приборы с медной, стальной, металлопластиковой трубой.

Конвекторы выпускаются проходными или концевыми, с од­ним или двумя теплообменниками.

Короб изготавливается из листовой стали. Теплообменник и короб имеют защитное эпоксидное покрытие графитово-серого цвета (RAL 7024, что делает его практически «невидимым» под декоративной решеткой).

Декоративная решетка - рулонного типа, съемная, для об­служивания прибора и очистки от пыли.

Декоративная решетка находится на уровне поверхности пола. Вероятно, что человек, находясь в помещении, будет ино­гда по ней ходить. Серийный конвектор оснащается рулонной решеткой из алюминиевого профиля двутавровой формы. Кон­струкция декоративной решетки такова, что даже самая слабая в прочностном отношении решетка на самых широких моделях конвекторов спокойно выдерживает, когда человек весом до 120 кг наступает на нее. Это подтверждают величины, полученные при прочностных испытаниях: необратимая деформация деко­ративной решетки наступает при приложении статической на­грузки площадью 100x100 мм в средней части решетки значени­ем более 260 кг/дм 2 .

Но вместе с тем, мы не рекомендуем по обычной решетке бегать, прыгать, танцевать на ней, а также прикладывать к ней точечные нагрузки (ставить стулья, столы, шкафы и т.п.). Если же такие факторы предполагаются в процессе эксплуатации (например, в кафе, ресторанах, спортивных залах и т.д.) необ­ходимо при заказе оговаривать установку на конвектор более прочных декоративных решеток.

Для помещений с повышенной влажностью воздуха корпус прибора Бриз, по заказам, изготавливается из нержавеющей стали, со сливной трубкой для удаления конденсата.

Конвекторы серии Бриз выпускаются в нескольких модифи­кациях:

Бриз М- конвектор с естественной конвекцией,

Бриз В - конвектор с принудительной конвекцией (встрое­ны вентиляторы тангенциального типа),

Бриз Плинтус - конвектор минимальных размеров.

Конвекторы серии Бриз изготавливаются в угловом и ради­усном исполнении. Радиус изгиба, замеренный по средней ли­нии прибора, не должен быть меньше 1000 мм.

Высота конвекторов Бриз (глубина ниши в полу для этого прибора) выбирается из ряда: 80,100, 120 мм, ширина: 200, 260, 300, 380 мм, длина до 5000 мм. Теплоотдача 1 метра длины конвектора Бриз 200x120 составляет 397 Вт/м. Эта величина изменяется с изменением размеров сечения конвектора: с уве­личением высоты и (или) ширины конвектора она увеличивает­ся, изменяясь в диапазоне от 397 Вт/м до 710 Вт/м.

Конвектор Бриз при сечении короба 200x120 мм длиной от 800 до 5000 мм обеспечивает теплоотдачу от 397 до 2573 Вт.

Бриз В. Размеры этой модификации: ширина - 260, 380 мм, высота - 120 мм, длина до 5000 мм. Теплоотдача 1 метра дли­ны конвектора Бриз В в диапазоне1100 -1560 Вт/м, при длине 5 м-11550 Вт.

В конвекторе Бриз В применяются мапошумящие вентиля­торы тангенциального типа (Гэрмания). В зависимости от длины конвектора встраивается от 1 до 7 вентиляторов с напряжением питания 220 В, потребляемой мощностью 27 Вт. Двигатели вен­тиляторов защищены от попадания и конденсации влаги. Для плавного изменения оборотов вентилятора возможно примене­ние регулятора напряжения для индуктивной нагрузки (регуля­тор скорости оборотов двигателя), например, фирмы «ENSTO» (Финляндия). Производительность вентилятора - 160 м 3 /час. По заказу могут устанавливаться вентиляторы с напряжением пи­тания 12 В.

Уровень шума, производимый при максимальной скорости вращения вентилятора в конвекторах Бриз В, соответствует категории «А» и при длине конвектора 3500 мм с тепловой мощ­ностью 8000 Вт составляет всего 42 дБ. В бытовых помещениях в ночное время вентиляторы рекомендуется отключать или с помощью регулятора снижать их обороты вращения, достигая тем самым допустимого ночью уровня шума от их работы(ЗО+ЗЗдБ).

Техническая характеристика конвекторов БРИЗ.

Температура теплоносителя до 130° С;
- могут монтироваться в системах со стальной и металлопластиковой трубой, в однотрубных и двухтрубных системах отопления;
- рабочее давление - 15 атм.; опрессовочное до - 25 атм.;
- комплектация терморегулирующей арматурой;
- присоединительные размеры: боковое и нижнее подключение-G1/2" (внутренняя резьба);
- уникальное технология исполнения "труба - в трубе";*
- теплоотдача приборов до 3510 Вт.

Москва. 22 октября. INTERFAX.RU - Разгонный блок «Бриз-М», виновный в августовской аварии космических аппаратов «Экспресс-МД2» и Telkom 3, разрушился на околоземной орбите, и теперь его обломки представляют потенциальную угрозу безопасности Международной космической станции (МКС). «Распад произошел 16 октября. При этом образовалось порядка пяти объектов, которые разошлись по орбитам с высотами от 5 тысяч км, до 250 км. В зону потенциального риска входит большое количество космических аппаратов, в том числе Международная космическая станция, которая летает на высоте около 400 км», - сообщил «Интерфаксу » источник в ракетно-космической отрасли. Он отметил, что это был не взрыв - «просто „Бриз-М“ разделился на отсеки».

По словам собеседника, несмотря на распад «разгонника», контроль безопасности полета МКС ведется в обычном режиме, поскольку на трассе полета станции отслеживаются и другой «космический мусор». «Просто в списке потенциально опасных объектов появились новые элементы», - сказал собеседник. Говоря о спутниках «Экспресс-МД2» и Telkom 3, собеседник агентства рассказал, что они пока находятся на высоких и устойчивых орбитах. «Говорить об исходящей от них угрозе или о возможности их падения на Землю в ближайшее время не приходится», - сказал он.

В то же время в подмосковном Центре управления полетами «Интерфаксу» рассказали, что обломки разрушенного разгонного блока «Бриз-М» пока не представляют угрозы МКС. «Элементы, образовавшиеся от распада „Бриза-М“, угрозы МКС в настоящий момент не представляют», - сказал представитель ЦУПа, отметив, что осколки действительно находятся на высотах, близких к высоте орбиты станции.

Ранее ведущий научный сотрудник Института космических исследований РАН Натан Эйсмонт, сообщил «Интерфаксу », что разгонный блок «Бриз-М», находящийся на нерасчетной орбите после аварии со спутниками «Экспресс-МД2» и Telkom 3, может перегреться и взорваться, оставив после себя облако металлических обломков. «Разгонный блок не выполнил до конца программу полета, поэтому в нем осталось около половины из первоначальных 20 тонн топлива. Трудно сказать, к чему это приведет, но не исключено, что от перегрева солнечным светом топливо может взорваться», - сообщил он.

По его словам, такие случаи уже были в истории мировой космонавтики. Чаще другой космической техники на орбите взрываются третьи ступени ракет, входящие в атмосферу с остатками топлива.

Как пояснил НЭйсмонт, при штатном завершении работы разгонного блока, из него стравливаются остатки топлива, но в случае аварии этого не происходит. «В этом случае с разгонным блоком может произойти все что угодно», - сказал он.

У «Бриз-М», отметил специалист, предусмотрено обеспечение теплового режима, но не на длительный срок. Создать же режим теплозащиты, подставляя Солнцу то одну, то другую сторону разгонного блока не получится, поскольку нет возможности им управлять, рассказал Эйсмонт.

Он не исключил такие варианты развития событий, как детонация топлива от перегрева или возгорание легковоспламеняющегося топлива в случае нарушения герметичности бака. Направление разброса обломков разгонного блока при взрыве будет зависеть от многих условий, и сказать, на каком расстоянии от места детонации рассеются обломки, не представляется возможным.

Ракета-носитель «Протон-М» с разгонным блоком «Бриз-М» и двумя спутниками связи - российским «Экспресс-МД2» и индонезийским Telkom 3 стартовала 6 августа с космодрома Байконур. Ракета-носитель отработала штатно. Дальнейшее выведение спутников должно было производиться за счет четырех включений маршевой двигательной установки разгонного блока.

Третье включение продолжалось меньше положенного. Спутники были выведены на нерасчетную орбиту. Аварийная комиссия пришла к выводу, что авария произошла из-за засорения магистрали наддува дополнительных топливных баков горючего разгонного блока «Бриза-М». Из-за аварии было сменено руководство ГКНПЦ им. Хруничева - разработчика и производителя разгонного блока.