Разгонный блок (РБ) (межорбитальный буксир) - средство выведения космического аппарата, предназначенное для перемещения выводимых полезных грузов с опорной орбиты на целевую орбиту или направление их на отлетные и межпланетные траектории.Чем ниже орбита, тем больше масса груза, который может вывести на неё ракета-носитель при прочих равных условиях. Поэтому опорную орбиту выгодно делать как можно ниже.
Для перемещения на целевую орбиту РБ должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов) участки пассивного полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой РБ должен иметь маршевый двигатель многократного включения, а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения РБ с космического аппарата и создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления КА,так и от автономной системы управления самого РБ. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для ее размещения.

1 - первоначальная переходная орбита;

2 - первое включение апогейного двигателя для выхода на промежуточную переходную орбиту;

3 - определение положения на орбите;
4 - второе включение апогейного двигателя для выхода на первоначальную орбиту дрейфа;
5 - переориентация плоскости орбиты и коррекция ошибок;
6 - ориентация перпендикулярно к плоскости орбиты и коррекция ошибок;
7 -остановка платформы спутника, раскрытие панелей, полная расстыковка с ракетой;
8 - раскрытие антенн, включение гиростабилизатора;
9 - стабилизация положения: ориентация антенн на нужную точку Земли, ориентация солнечных батарей на Солнце, включение бортового ретранслятора и установление номинального режима его работы.

Низкая опорная орбита (НОО, низкая околоземная орбита) - орбита космического аппарата около Земли. Орбиту правомерно называть «опорной», если предполагается её изменение - увеличение высоты или изменение наклонения. Если же маневры не предусмотрены или космический аппарат вообще не имеет собственной двигательной установки, предпочтительно использование названия «низкая околоземная орбита». В общем случае считается, что космический аппарат находится на опорной орбите, если он движется с первой космической скоростью, которая для планеты Земля порядка 7,9 км/с, и находится на высоте, где соответствующая плотность верхних слоёв атмосферы, в первом приближении, допускает круговое или эллиптическое движение. При этом на орбите такого типа аппарат может находиться и менее одного витка. Типичные параметры опорной орбиты, на примере космического корабля «Союз-ТМА» составляют:
Минимальная высота над уровнем Земли (в перигее) - 193 км,
Максимальная высота над уровнем Земли (в апогее) - 220 км,
Наклонение - 51,6 градуса,
Период обращения - около 88,3 минуты.

Первым советским разгонным блоком был ДМ - член семейства разгонных блоков (верхних ступеней), работающих на топливе «жидкий кислород - керосин», и ведущих родословную от Блока «Д» космического ракетного комплекса Н1-Л3, предназначенного для полёта на Луну советских космонавтов.
В составе штатного комплекса блок Д отвечал за перевод связки ЛК-ЛОК (лунный корабль - лунный орбитальный корабль) с траектории перелёта на окололунную орбиту, за перевод ЛК с окололунной орбиты на посадочную траекторию, а также за коррекции при перелёте (блоки А, Б и В - первые три ступени ракеты Н-1, выводившие комплекс на низкую околоземную орбиту, блок Г разгонял экспедицию к Луне). Поэтому максимальное число запусков двигателя блока Д было равно семи, а время жизни блока Д было равно 7 суткам. Кислородный бак имел форму сферы и был снабжён теплоизоляцией. Бак керосина имел тороидальную форму. Тяга двигателя 11Д58 составляла 8,5 тонны.

Разгонный блок Д советской лунной программы.

В связи с неготовностью ракеты Н-1 было принято решение о программе облёта Луны без высадки с помощью ракеты УР-500К. Для этого был разработан космический корабль 7К-Л1, заимствовавший часть систем с орбитального корабля 7К-ОК, известного, как «Союз». Чтобы придать кораблю необходимую скорость, трёхступенчатая УР-500К была снабжена четвёртой ступенью - блоком Д, заимствованным с ракеты Н-1.
Под названиями «Зонд-5» - «Зонд-8» корабль 7К-Л1 четырежды облетал Луну, но без космонавтов («Зонд-4» был запущен в противоположную от Луны сторону на высокоэллиптическую орбиту с высотой апогея около 330 000 км).
Ракета УР-500К, получившая имя «Протон», вместе с блоком Д и дальше использовалась для запуска лунных станций Луна-15…Луна-24, и межпланетных станций Венера-9…Венера-16, Марс-2…Марс-7, Вега и Фобос. В 1974 году начались полёты и на стационарную орбиту для вывода спутников связи «Горизонт», «Радуга», «Экран».
Требования, предъявлявшиеся к блоку Д в составе лунного комплекса, не вполне соответствовали тому, что было нужно для АМС и спутников связи. В результате была предпринята модификация, направленная на повышение грузоподъёмности и снижения стоимости блока Д. Модифицированный разгонный блок, названный ДМ, имел время активного существования всего 9 часов, и количество запусков двигателя было ограничено тремя.
Самым первым разгонным блоком является знаменитая в свое время RM-81 «Аджена» - американский разгонный блок и платформа обеспечения спутников, первоначально разрабатывался компанией Lockheed в интересах программы создания разведывательных спутников WS-117L. После разделения WS-117L на программы разработки спутников фоторазведки SAMOS и CORONA и программу разработки спутников раннего предупреждения о ракетном нападении MIDAS , «Аджена» стала использоваться в качестве разгонного блока и одного из основных компонентов в нескольких программах, в том числе при выведении на орбиту спутников фоторазведки СORONA и в качестве мишени для отработки сближения и стыковки в космосе с пилотируемыми кораблями по программе Джемини (от Джемини-6A и до Джемини-12 включительно). В качестве разгонного блока применялся в составе ракет-носителей «Атлас-Аджена», «Тор-Аджена», «Торад-Аджена» и Титан-3B . Всего, начиная с 28 февраля 1959 года, «Аджена» запускался 365 раз, последний запуск состоялся в феврале 1987 года.

Ракета "Аджена", применявшаяся в качестве разгонного блока.

RM-81 «Аджена» приспособлена для длительного пребывания в условиях космического пространства с повторными запусками двигательной установки для коррекции орбиты и спуска космического аппарата (не отделяемого от «Аджены» на орбите). Масса ступени с топливом составляет около 7 тонн, тяга жидкостного ракетного двигателя 72 кН.

Из современных российских разгонных блоков можно выделить «Фрегат» - универсальный разгонный блок , который может быть использован в составе ракеты-носителя среднего и тяжелого классов. Разработан и производится в НПО Лавочкина.

Разгонный блок "Фрегат".

Первый пуск разгонного блока «Фрегат» состоялся в 2000 году с космодрома Байконур.
Испытания модификации «Фрегат-СБ» стартовали в апреле 2009 года на космодроме Байконур.
Ракета-носитель «Союз-ФГ» с разгонным блоком «Фрегат» использовалась для запуска в 2003 межпланетной станции «Марс-экспресс», а в 2005 похожей станции «Венера-экспресс». Всего было 25 удачных пусков.
Рассматривается возможность использования разгонного блока «Фрегат» на западноевропейской ракете-носителе Ариан-5 для развертывания системы спутниковой навигации Галилео.
Большая часть запусков РН Союз-2 осуществлена и планируется осуществляться с использованием РБ «Фрегат», в частности, именно такой связкой будут выводиться все спутники Глонасс-К - аппараты 3-го поколения системы ГЛОНАСС.
«Центавр» - разгонный блок, в разных модификациях использовался в составе ракет-носителей лёгкого и тяжёлого классов. Использовался для большинства межпланетных исследовательских программ НАСА и вывода на геостационарную орбиту («ГСО») спутников США различного назначения. Широко использовался на РН «Титан-4», в настоящее время используется на РН «Атлас-5» и в видоизменённом виде на РН «Дельта-4».
Центавр использует криогенные компоненты топлива жидкий кислород и жидкий водород (LH2/LOX), стабилизация содержимого баков обеспечивается давлением. В качестве двигателя используется один или два ЖРД RL10A-4-2 разработки Рокетдайн с тягой 10.1 тс (99.2 кН). Система инерциальной навигации («СИН»), расположенная на Центавре, способна обеспечивать управление и навигацию всей ракеты-носителя, т.е. у первой ступени нет собственной системы управления.

Разгонный блок "Центавр".

«Паром» - межорбитальный буксир многократного использования , проектировался в РКК «Энергия» с 2000 года, и который, предполагался на смену одноразовым транспортным космическим кораблям типа «Прогресс».
«Паром» должен был поднимать с низкой опорной орбиты, (200 км.) до орбиты МКС (350,3 км.) контейнеры - сравнительно простые, с минимумом оборудования, выводимые в космос при помощи «Союзов» или «Протонов» и несущие, соответственно, от 4 до 13 тонн грузов. «Паром» имеет два стыковочных узла: один для контейнера, второй - для причаливания к МКС. После вывода контейнера на орбиту паром за счёт своей двигательной установки спускается к нему, стыкуется с ним и поднимает его к МКС. А после разгрузки контейнера «Паром» спускает его на более низкую орбиту, где тот отстыкуется и самостоятельно тормозит (у него тоже есть небольшие двигатели), чтобы сгореть в атмосфере. Буксир же останется ждать новый контейнер, для последующей буксировки на МКС. И так много раз. От контейнеров же «Паром» дозаправляется, а, находясь на дежурстве в составе МКС, проходит, по мере надобности, профилактический ремонт. Вывести контейнер на орбиту можно будет практически любым отечественным или иностранным носителем.
Российская космическая корпорация «Энергия» планировала запустить в космос первый межорбитальный буксир типа «Паром» в 2009 году, однако, с 2006 года, официальных анонсов и публикаций, посвящённых развитию этого проекта, не было.

Я поделился с Вами информацией, которую "накопал" и систематизировал. При этом ничуть не обеднел и готов делится дальше, не реже двух раз в неделю. Если Вы обнаружили в статье ошибки или неточности - пожалуйста сообщите.E-mail: [email protected]. Буду очень благодарен.

Разгонный блок "ДМ" предназначен для применения на РН "Протон-К", "Протон-М" и "Зенит-3"и может быть предложен на РКН «Ангара А5». При выведении КА на геостационарную орбиту РН может работать по двух - или трехимпульсной схеме.При этом в зависимости от заданной долготы стояния спутника на геостационарной орбите меняется время нахождения блока на промежуточных орбитах и соответственно общее время полета, которое может составлять от 7 до 21 часа.Во время полета разгонный блок может функционировать или полностью в автономном режиме, или управляться по радиоканалам с Земли.

Основные массово-габаритные параметры блока следующие:

Максимальная длина – 6,28 м;

Диаметр в средней части - 3,7м;

Диаметр по стыку с РН - 4,1 м;

Масса сухого блока без сбрасываемых элементов - 2200 кг;

Масса КРТ и газов - 15095 кг;

в том числе:

Окислитель - жидкий кислород - 10610 кг,

Горючее - керосин (РГ-1) - 4330 кг.

Конструктивно-компоновочная схема блока представлена на рисунке 7. Основным силовым элементом конструкции является межбаковый отсек, к верхнему шпангоуту которого стыкуется ферма крепления приборного контейнера. Эта же ферма используется и для крепления космического аппарата, который устанавливается на кольцевом шпангоуте, расположенном на внутреннем ярусе фермы. Межбаковый отсек в верхней своей части имеет узлы крепления фермы, к которой присоединен шаровый бак окислителя. К нижней части межбакового отсека пристыкована двухъярусная ферма, которая используется для крепления торового бака горючего и маршевого двигателя.

Бак окислителя, в котором размещается жидкий кислород, содержит внутреннюю арматуру, магистрали заправки и слива, наддува и дренажа, указатель наполнения бака при заправке и внутрибаковые перегородки. Внутри бака размещены два шар-баллона с гелием, который используется для наддува баков, продувок, раскрутки турбин бустерных насосных агрегатов и ряда других целей. Внешняя поверхность бака и расходные магистрали закрыты экранно-вакуумной теплоизоляцией (ЭВТИ) и гермочехлом. Внутренняя-полость под чехлом при подготовке к пуску продувается предварительно осушенным азотом и гелием.

Бак горючего имеет торовую форму и размещен в нижней части разгонного блока.Он закреплен на внешнем ярусе двухъярусной фермы и имеет также дополнительное крепление по внутреннему контуру этой фермы. С целью уменьшения остатков незабора компонента бак горючего наклонен относительно продольной оси на 3 градуса. Внешняя ее поверхность частично закрыта ЭВТИ, а на верхнем его днище и на двухъярусной ферме размешены элементы системы управления и системы телеизмерений, а также арматура ПГС двигателя. ЖРД РД-58М многократного запуска, с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа. Он закреплен в карданном подвесе на внутреннем ярусе двухъярусной фермы. Такая установка двигателя позволяет производить управление по каналам тангажа и рыскания. Для управления по крену используется поворотное сопло, работающее на горячем генераторном газе, частично отбираемом после турбины ТНА и обеспечивающем работу турбин бустерных насосных агрегатов окислителя и горючего. Последние располагаются непосредственно на выходе из соответствующих баков. В состав ЖРД РД58М входят также блок многократного запуска и агрегаты автоматики с пневмоуправлснием. Кроме того, на блоке "ДМ" установлены два двигателя системы обеспечения запуска, которые закреплены на нижнем днище бака горючего и предназначены для создания начальной осевой перегрузки. Они работают на гидразине и включаются перед запуском основного ЖРД. Для предотвращения теплового воздействия истекающей газовой струи на элементы конструкции и ЖРД используется донная защита, которая представляет собой сваренный из трубок каркас, обтянутый ЭВТИ. Приборный отсек выполнен в виде герметичного торообразного контейнера.Он закреплен на внутреннем и внешнем ярусах верхней фермы. Контейнер изготовлен разъемным и содержит приборы системы управления, а также воздушно-жидкостную систему терморегулирования. Разгонный блок комплектуется коническим и цилиндрическим переходниками, которые связывают его с РН. При отделении РБ от третьей ступени РН конический переходник отделяется вместе со ступенью, а через некоторое время сбрасывается и цилиндрический переходник.

Блок «ДМ» разработан и производится НПО "Энергия», эксплуатируется с РН «Протон» с 1974 года, а его прототип - блок »Д» - с 1967 года.

Блок «ДМ» существует в двух модификациях: с аппа­ратурой командно-измерительного комплекса, разме­щаемой в приборном отсеке, и без нее, когда для реше­ния задач управления и измерения используется аппара­тура космического аппарата.

Двигатель 11Д58М является представителем семей­ства кислородно-углеводородных ЖРД, разработанных НПО "Энергия» (1970-1973 гг.) для разгонных блоков, обеспечивших реализацию большинства национальных программ исследования космоса.

Компоненты топлива:

Окислитель - жидкий кислород с температурой от минус 194 до минус 177° С;

Горючее - нафтил (керосин) или синтин. Подтвержденная надежность двигателя 0,997 при до­верительном уровне 0.9. Каждый двигатель проходит контрольные испытания без переборки с использовани­ем прогрессивных средств диагностирования техничес­кого состояния.

Жидкостной ракетный двигатель 11Д58М разработан в НПО «Энергия» под руководством Б. А. Соколова. Се­рийно изготавливается на Воронежском механическом заводе.

Рисунок 7 - Разгонный блок «ДМ»:

1 - межбаковый отсек; 2 - ферма крепления приборного отсека, 3-приборный отсек, 4 - внутрибаковые перегородки, 5 - патрубок наддува и дренажа, 6 - указатель наполнения бака при заправке, 7 -баллон с гелием; 8 - сбрасываемый переходный отсек; 9 - бак окислителя; 10- двухярусная ферма; 11 - бак горючего; 12 - блок многократного запуска; 13-карданный подвес двигателя; 14-ЖРД РД-58М; 15-донная тепловая защита; 16-конический переходный отсек.

Рисунок 8 - а – конструктивно-компоновочная схема разгонного блока«ДМ»; б – блок «ДМ» в МИКе космодрома на испытаниях

Блок «ДМ» состоит из:

Маршевого двигателя;

Двух двигательных установок стабилизации и ори­ентации;

Сферического бака окислителя;

Тороидального бака горючего;

Приборного отсека;

Аппаратуры командно-измерительного комплекса;

Отделяемых в полете нижнего и среднего переходников.

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

Был создан для межпланетных экспедиций на Венеру и Марс , использовался для запуска лунных станций «Луна-4» … «Луна-14» , АМС «Венера-1» … «Венера-8» , «Марс-1 », «Зонд-1» … «Зонд-3» . Первый полёт в 1960 году , но до запуска блока Л тогда не дошло из-за недоработок конструкции. Первый успешный пуск - 12 февраля 1961 года , с АМС «Венера-1 ».

Конструкция

Блок баков разработан на основе тороидальных баков более раннего блока «Е», использованного в ракетах 8К72 и 8К72К, но, впервые в СССР, двигатель 11Д33 (С1.5400), был сконструирован по схеме с дожиганием генераторного газа, что позволило увеличить его удельный импульс.

Текущее состояние

Всего изготовлено более 320 экземпляров блока Л и его модификаций 2БЛ и 2МЛ, для ракет «Молния » и «Молния-М » .

Эксплуатация ракеты-носителя «Молния-М» завершена 30 сентября 2010 года, последний экземпляр ракеты был использован для запуска спутника «Око» системы СПРН. В демонстрационном зале кафедры СМ-1 МГТУ им. Н.Э. Баумана хранится препарированный Блок Л, использовавшийся в качестве учебного пособия.

В настоящее время (2013 год) для запусков на высокоэллиптические орбиты используется аналогичная по классу РН «Союз-2» с РБ «Фрегат» , обладающая более гибкими возможностями выведения на различные траектории.

Напишите отзыв о статье "Блок Л (разгонный блок)"

Примечания

Ссылки

• Encyclopedia Astronautica

Советская и российская ракетно-космическая техника Исторические РН Эксплуатируемые РН Разрабатываемые РН РН на базе МБР РН на базе БРПЛ Разгонные блоки Многоразовые космические системы

Это заготовка статьи о ракетной , ракетно-космической технике или космическом аппарате . Вы можете помочь проекту, дополнив её.

Отрывок, характеризующий Блок Л (разгонный блок)

Но солнце, застилаемое дымом, стояло еще высоко, и впереди, и в особенности налево у Семеновского, кипело что то в дыму, и гул выстрелов, стрельба и канонада не только не ослабевали, но усиливались до отчаянности, как человек, который, надрываясь, кричит из последних сил.

Главное действие Бородинского сражения произошло на пространстве тысячи сажен между Бородиным и флешами Багратиона. (Вне этого пространства с одной стороны была сделана русскими в половине дня демонстрация кавалерией Уварова, с другой стороны, за Утицей, было столкновение Понятовского с Тучковым; но это были два отдельные и слабые действия в сравнении с тем, что происходило в середине поля сражения.) На поле между Бородиным и флешами, у леса, на открытом и видном с обеих сторон протяжении, произошло главное действие сражения, самым простым, бесхитростным образом.
Сражение началось канонадой с обеих сторон из нескольких сотен орудий.
Потом, когда дым застлал все поле, в этом дыму двинулись (со стороны французов) справа две дивизии, Дессе и Компана, на флеши, и слева полки вице короля на Бородино.
От Шевардинского редута, на котором стоял Наполеон, флеши находились на расстоянии версты, а Бородино более чем в двух верстах расстояния по прямой линии, и поэтому Наполеон не мог видеть того, что происходило там, тем более что дым, сливаясь с туманом, скрывал всю местность. Солдаты дивизии Дессе, направленные на флеши, были видны только до тех пор, пока они не спустились под овраг, отделявший их от флеш. Как скоро они спустились в овраг, дым выстрелов орудийных и ружейных на флешах стал так густ, что застлал весь подъем той стороны оврага. Сквозь дым мелькало там что то черное – вероятно, люди, и иногда блеск штыков. Но двигались ли они или стояли, были ли это французы или русские, нельзя было видеть с Шевардинского редута.
Солнце взошло светло и било косыми лучами прямо в лицо Наполеона, смотревшего из под руки на флеши. Дым стлался перед флешами, и то казалось, что дым двигался, то казалось, что войска двигались. Слышны были иногда из за выстрелов крики людей, но нельзя было знать, что они там делали.

Важнейшей составной частью системы средств выведения являются разгонные блоки (РБ), называемые также межорбитальными буксирами. Разгонные блоки обеспечивают перемещение выводимых полезных грузов с орбиты на орбиту или направление их на отлетные и межпланетные траектории. Для этого РБ должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов) участки пассивного полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой РБ должен иметь маршевый двигатель многократного включения, а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения РБ с КА и создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления КА, так и от автономной системы управления самого РБ. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для ее размещения.

Разгонный блок “ДМ” предназначен для применения на РН “Протон-К”,”Протон-М” и “Зенит-3”. В 1974 г. прошел первые летные испытания для запуска КА на геостационарную орбиту разгонный блок “Д”, созданный в конце 1960-х гг. для лунной экспедиции. В последующем он был модернизирован, и с 1976 г. для запуска КА на ГСО используется его модификация – блок “ДМ”.

При выведении КА на ГСО РН может работать по двух- или трехимпульсной схеме. При этом в зависимости от долготы стояния КА на ГСО меняются время нахождения РБ на промежуточных орбитах и соответственно общее время полета, которое может составлять от 7 до 21 ч. Во время полета РБ может функционировать или полностью в автономном режиме, или управляться по радио-каналам с Земли.

Двигатель разгонного блока ЖРД РД-58М многократного запуска с турбонасосной системой подачи выполнен по схеме с дожиганием окислительного газа. Работает на компонентах топлива: окислитель – жидкий кислород, горючее – керосин (РГ-1). Двигатель закреплен в карданном подвесе на внутреннем ярусе двухъярусной фермы. Такая установка двигателя позволяет производить управление по каналам тангажа и рыскания. Для управления по крену используется поворотное сопло,работающее на горячем генераторном газе. В состав ЖРД РД-58М входят также блок многократного запуска и агрегаты автоматики с пневмоуправлением. Кроме того, на РБ установлены два двигателя сис-темы обеспечения запуска, которые закреплены на нижнем днище бака горючего и предназначены для создания начальной осе-вой перегрузки. Они включаются перед запуском основного ЖРД. Для предотвращения теплового воздействия истекающей газовой струи на элементы конструкции и ЖРД используется донная защита, которая представляет собой сваренный из трубок каркас, обтянутый ЭВТИ.

Приборный отсек выполнен в виде герметичного торообразного контейнера и закреплен на внутреннем и внешнем ярусах верхней фермы. Контейнер изготовлен разъемным и содержит приборы системы управления, а также воздушно-жидкостную систему терморегулирования. Разгонный блок “ДМ” комплектуется коническим и цилиндрическим переходниками, которые связывают его с РН. При отделении РБ от третьей ступени РН конический переходник отделяется вместе со ступенью, а через некоторое время сбрасывается и ци-линдрический переходник. Масса сухого блока без сбрасываемых элементов – 2200 кг, максимальная длина – 6,26 м, максимальный диаметр – 4,1 м, масса КРТ и газов – 15 095 кг.

Разгонный блок “Фрегат” создан в НПО им. С.А. Лавочкина для использования в составе РН “Союз-2”. Он допускает до 20 включений маршевого двигателя в полете и имеет запас топлива на борту до 5350 кг. ЖРД работает на компонентах топлива AT + НДМГ. Топливо размещено в четырех сферических баках. Еще две такие же сферические емкости используются в качестве приборных контейнеров. Все шесть сфер размещены вокруг маршевого двигателя, камера которого установлена в карданном подвесе. Силовая рама кардана крепится к четырем кронштейнам, каждый из которых приварен к соответствующему топливному баку. На РБ “Фрегат” имеется также двигательная установка ориентации и обеспечения запуска маршевого двигателя. Ее работа основана на каталитическом разложении гидразина, запас которого (-85 кг) размещен в двух небольших сферических баках. Наддувбаков, обеспечивающий вытеснительную подачу всех компонентов топлива, осуществляется гелием. Первый запуск РБ “Фрегат” по программе летных испытаний успешно осуществлен 9 февраля 2000 г. в составе РН “Союз”.

В ГКНПЦ им. М.В. Хруничева создан разгонный блок “Бриз-М”, предназначенный для замены блоков серии “Д”/”ДМ” и использования в составе РН “Протон-К” и “Протон-М”. Новый разгонный блок позволит повысить массу полезной нагрузки, доставляемой на геостационарную орбиту, до 3 т. С 1999 г. РБ “Бриз-М” проходит летные испытания.

РБ “Бриз-М” состоит из центрального блока и окружающего его сбрасываемого тороидального дополнительного топливного бака. Топливный отсек цилиндрический с совмещенным днищем при переднем размещении бака окислителя. Верхнее днище бака окислителя сферическое, а нижнее имеет сложную форму и образует полусферическую нишу. Эта ниша проходит через бак горючего и образована внутренней конической обечайкой бака. Коническая обечайка приварена вверху к нижнему сферическому днищу бака окислителя, а внизу – к нижнему сферическому днищу бака горючего.

Маршевый ЖРД, имеющий возможность многократного (не менее 10) включения, установлен в нише, внутри топливного бака центрального блока. ЖРД малой тяги, работающие на тех же компонентах топлива, что и маршевый двигатель, обеспечивают ориентацию и стабилизацию РБ во время автономного полета, а также поджатие топлива в баках при запусках маршевого двигателя. Установленная в приборном отсеке инерциальная система управления обеспечивает управление полетом РБ “Бриз-М” и его бортовыми системами. РБ оснащен также системой энергопитания и аппаратурой для сбора телеметрической информации и для внешнетраекторных измерений. При создании РБ “Бриз-М” большое внимание было уделено улучшению его эксплуатационных свойств. Так, в частности, заправку РБ компонентами топлива предусматривается производить в заводских условиях с последующей ампулизацией блока.

Принципиальной особенностью конструкции РБ “Бриз-М” является использование многих систем и агрегатов от РБ “Бриз-КМ”, созданного для РН “Рокот”. Для повышения грузоподъемности РБ “Бриз-М” на нем применены сбрасываемые тороидальные топливные баки помимо основных на центральной части блока. Кислородно-водородный разгонный блок (КВРБ) разрабатывается в ГКНПЦ им. М.В. Хруничева для использования с РН “Протон-М”, а в перспективе – с РН тяжелого класса “Ангара”. Создание КВРБ потребовалось для вывода на высокие орбиты перспективных российских космических аппаратов и расширения спектра услуг на рынке коммерческих пусков. Прообразами этого блока стали нереализованный проект ГКНПЦ им. М.В. Хруничева криогенного разгонного блока “Шторм” и созданный для индийской РН GSLV кислородно-водородный блок 12КРБ.

В ходе проектирования КВРБ были также разработаны несколько его вариантов для применения в составе РН “Зенит” и Arian-5, однако эти варианты пока не нашли своих заказчиков. КВРБ выполнен по одноступенчатой схеме и состоит из верхнего переходника, бакового отсека, двигательного отсека и проставки между КВРБ и РН. Баки КВРБ – несущие, расположены последовательно: сверху – бак жидкого кислорода, снизу – бак жидкого водорода.

Система управления и бортовой измерительный комплекс КВРБ создаются на базе аналогичных систем разгонного блока “Бриз-М”. Электронные блоки этих систем установлены на верхнем переходнике. Переходник имеет также стыковочный элемент для установки на КВРБ космических аппаратов как российского, так и иностранного производства. Рассматриваются два варианта маршевого двигателя КВРБ: РД-0146 разработки КБХА и КВД-1М разработки КБХМ. Двигатель РД-0146 создается на базе американского двигателя RL10A-4-1 совместно КБ химавтоматики и компанией Pratt & Whitney. Изготавливаться двигатель будет в Воронеже. Маршевый двигатель имеет тягу в пустоте около 10 тс. Он крепится в карданном подвесе для управления направлением вектора тяги по тангажу и рысканию. Для управления по вращению устанавливаются два блока рулевых микродвигателей.

Возможен многократный запуск двигателя для вывода полезной нагрузки в заданную точку. Проставка двигательного отсека позволяет блоку при минимальных изменениях стыковаться с РН “Протон-М”, “Ангара” и другими носителями. Заправка топливом, сжатыми газами, обеспечение температурных режимов пожаробезопасности, электрические связи осуществляются через отрывные бортовые разъемы, находящиеся на самом блоке. Число магистралей и электрических связей с РН минимально, что упрощает адаптацию РБ к различным носителям.

Головным изготовителем КВРБ будет Ракетно-космический завод (РКЗ) ГКНПЦ им. М.В. Хруничева. Работа над эскизным проектом ведется в тесном взаимодействии с технологическими службами завода и КБ “Салют”,так как часть необходимых технологий уже освоена опытным производством КБ “Салют” при изготовлении индийского блока 12КРБ. Баки и часть конструкции блока покрыты комбинированной теплоизоляцией, а весь блок находится под головным обтекателем. Пространство между КВРБ и обтекателем разбито диафрагмами на несколько зон для обеспечения пожаробезопасности и необходимых температурных режимов.

Одним из первых космических экспериментов было фотографирование Земли, показавшее, как много могут дать наблюдения из космоса для открытия и разумного использования природных ресурсов. Задачи по разработке комплексов фото- и оптикоэлектронного зондирования земли, картографирования, исследования природных ресурсов, экологического мониторинга, а также по созданию ракет-носителей среднего класса на базе ракет Р-7А выполняет бывший филиал № 3 ОКБ,…

В Испании под руководством Испанского национального института аэрокосмических технологий INTA, финансируемого министерством обороны, разрабатывается проект трехступенчатого твердотопливного легкого носителя Capricornio (“Козерог”) для запуска малых КА. Первая ступень РН представляет собой американский РДТТ Castor-4B, a верхние ступени – испанской разработки. Стартовая масса РН, имеющей длину 18,25 м, составляет 15 т. РН способна выводить на низкие околоземные…

Нынешняя реструктуризация аэрокосмической промышленности США – самый широкомасштабный процесс за всю послевоенную историю. С 1990 г. состоялось более 30 сделок по слияниям и поглощениям. Сюда относятся как крупные приобретения одними компаниями отдельных подразделений других фирм, так и слияния самих корпораций с образованием фирм с новым названием. Однако было бы упрощением рассматривать проходящие в зарубежной аэрокосмической…

Получаемые из космоса фундаментальные данные чрезвычайно важны для понимания глубинных космических процессов и их влияния на Землю. Возможность внеатмосферных наблюдений чрезвычайно важна для астрономических исследований. Земная атмосфера, состоящая из азота, кислорода и других газов, сильно поглощает излучение звезд, и наземные телескопы могут наблюдать его в узких спектральных окнах прозрачности. Между тем звезды излучают в очень…

Развитие орбитальных средств различного назначения характеризуется ростом общего уровня их энергопотребления и соответственно энерговооруженности, а следовательно, и срока активного существования. В частности, уровень энергопотребления бортовой ретрансляционной аппаратуры и служебных систем коммуникационных геостационарных КА нового поколения будет составлять до 5-10 кВт при уровне энерговооруженности 1,4-2,0 Вт/кг, что примерно в 2-3 раза выше, чем соответствующие показатели отечественных…

Структурное построение и радиотехнические системы НКУ КА дальнего космоса отличаются рядом существенных особенностей, связанных с большими удалениями и характером движения лунных и межпланетных космических станций. На удалениях, превышающих сотни тысяч километров, видимое движение КА по небосводу напоминает движение планет: в течение сеанса связи положение КА относительно звезд для наземного наблюдателя практически не меняется. Угловые координаты…

Основополагающим документом, имеющим отношение к проблеме сохранения устойчивого экологического состояния космической среды, является Договор по космосу (1967 г.). Статья 1 этого Договора предусматривает осуществление космической деятельности таким образом, чтобы не затруднить и не нарушить права других стран на мирное освоение космоса. В статье 4 Договора подчеркивается, что государства несут международную ответственность за национальную деятельность в…

Вывод Советским Союзом 4 октября 1957 г. искусственного спутника на орбиту вокруг Земли положил начало космической гонке, которая к настоящему времени достигла небывалых масштабов. На начальном ее этапе, проходившем в условиях “холодной” войны, главные побудительные причины, задававшие тон в этом марафоне, носили политический и военный характер. Престиж и безопасность (в широком понимании) государства – вот…

В 1993 г. фирмой Lockheed была начата программа создания семейства РН LLV (Lockheed Launch Vehicle) малой и средней грузоподъемности. Первый пуск первой РН этого семейства – двухступенчатой твердотопливной РН LLV-1 малой грузоподъемности после неоднократных задержек из-за различных неполадок был осуществлен в августе 1995 г., однако закончился неудачей. Характеристики РН LMLV таковы: LMLV-1 грузоподъемностью порядка 1,0…

Процессы реструктуризации аэрокосмической промышленности, происходящие за рубежом, направлены на достижение качественно нового состояния фирм, позволяющего не только выжить в условиях изменяющейся обстановки,но и обеспечить наращивание конкурентных возможностей на рынке космических товаров и услуг. Преимущества, получаемые фирмами в результате реструктуризации, можно условно выделить в четыре группы. Первая группа – текущая экономия на элементах постоянных издержек. Внутрифирменная…

---