«Энергия» - «Буран»

НПО Энергомаш ведёт разработку двух двигателей РД-701 и РД-704, работающих на трёх компонентах. Трёхкомпонентный ракетный двигатель РД-701 работает на двух режимах: режиме максимальной тяги 200 т в пустоте с использованием трёх компонентов - кислорода, водорода и углеводородного горючего, что соответствует работе ракеты в режиме первой ступени и режиме максимальной экономичности при пониженной тяге до 40% от максимального значения с использованием двух компонентов - кислорода, водорода при работе на второй ступени.

Как показал опыт, восстановительный газ на основе водорода приводит к водородному "охрупчиванию" с появлением трещин в наиболее напряжённых элементах конструкции. В связи с этим в качестве рабочего тела турбин турбонасосных агрегатов принят окислительный газ.

Турбонасосные агрегаты раздельные по каждому компоненту.

Предусмотрена окислительная схема с дожиганием при приемлемом уровне температуры рабочего тела турбины, которая позволяет обеспечить наиболее высокое давление в камере сгорания до 350 атмосфер на первом режиме. Эта схема, кроме того, позволяет в максимальной степени использовать многолетний опыт в разработке отечественных двигателей, выполненных по окислительной схеме.

В газогенераторы подаётся весь жидкий кислород и часть углеводородного топлива, потребная для выработки окислительного высокотемпературного газа, поступающего на привод турбин турбонасоса. Оставшаяся часть топлива и весь жидкий водород поступают непосредственно в камеры сгорания. На втором режиме углеводородное топливо используется только для газификации кислорода в газогенераторах.

Система подачи компонентов включает в себя три бустерных и турбонасосных агрегата каждого компонента и два однозонных газогенератора.

В конструктивном исполнении газогенераторы несколько отличаются друг от друга, что связано с необходимостью отбора части генераторного газа на привод турбины углеводородного горючего. Бустерные насосы шнековые. Система зажигания в газогенераторах и камерах - химическая, с использованием пускового горючего, заключённого в ампулы. Пневмосистема обеспечивает управление агрегатами автоматики двигателя и включает в себя баллоны с газообразным гелием.

В состав двигателя входят теплообменники для подогрева гелия и водорода, используемых в системе наддува баков. Запуск двигaтeля осуществляется на режиме малой тяги (второй режим). При переходе на второй режим керосин отключается и соответственно уменьшается подача в камеру кислорода. В камере устанавливается давление 140 атмосфер.

Использование в одном двигателе комбинации двух горючих - углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, расширяют возможности ракет-носителей. При этом редкие теплофизические характеристики водорода дают возможность использовать его эффективно в качестве охладителя и рабочего тела для привода насосов.

Двигатель РД-704 - модификация РД-701. Двигатель РД-704, в отличие от РД-701, однокамерный, а в остальном используются все агрегаты, предназначенные для базового двигателя, кроме турбонасосного агрегата.

Работы по созданию трёхкомпонентного двигателя ведутся и в Воронеже - в КБХА. В основе разработок - опыт создания двигателей своего направления. Отличие состоит в составе рабочего тела турбин. КБ "Энергомаш" приняло схему подачи рабочего тела с избытком окислителя, КБХА - с избытком горючего.

Главной особенностью варианта, разрабатываемого в Воронеже, является использование водородного двигателя РД-0120 с минимальными переделками. Наиболее крупная доработка связана с заменой существующего газогенератора на трёхкомпонентный и введение системы подачи керосина в газогенератор. Для двигателей разработки "Энергомаш", создающего трёхкомпонентную систему на базе кислородно-керосиновых двигателей, необходимо введение системы подачи водорода, переделка камеры сгорания под три компонента и для охлаждения её водородом.

Принципиально двигатель РД-0120 позволяет осуществить в течение небольшого срока модификацию в двигатель-демонстратор для проведения первых испытаний с целью подтверждения возможности создания трёхкомпонентного двигателя путём замены газогенератора с подачей в него керосина высокого давления от наземного огневого стенда. На последующем этапе этот двигатель-демонстратор модифицируется, заменив стендовую систему питания керосином с использованием ранее разработанных других двигателей с незначительной переделкой. Это позволит конструкторскому бюро решить большую часть задач и проблем с минимальными затратами и перейти к разработке оптимального варианта трёхкомпонентного двигателя на базе РД-0120 с модификацией газогенератора и турбонасосного агрегата.

Можно отметить, что для многоразовых двигателей с большим ресурсом схема двигателя с окислительным газогенератором более критична из-за сравнительно высокого риска возгорания в "горячем" тракте. Предварительные проектно-расчётные исследования показали высокие энергетические возможности двигателя с газогенератором, работающим с избытком горючего. Известно, что энергетические возможности генераторного газа с избытком горючего выше примерно в 1,3 раза, чем у трёхкомпонентного двигателя с газогенератором, работающим с избытком окислителя.

Для обеспечения многократности порядка 25 и большого ресурса до 10 тыс. с, температура генераторного газа не должна превышать 800 К. При такой температуре генераторного газа давление в камере для двигателя с окислительным генератором реализуется на 50 атмосфер меньше, чем в двигателе с восстановительным генератором.

КБХА проводит работы по созданию и отработке трёхкомпонентного восстановительного газогенератора и готовит испытание двигателя-демонстратора для подтверждения концепции КБ в создании трёхкомпонентного двигателя. Удельные характеристики этого двигателя не ниже характеристик двухкомпонентных.

В 1983 г., когда была начата эксплуатация "Спейс Шаттла", уже были предложены конструктивные улучшения и модификации этой многоразовой транспортной системы, связанные с возрастающим количеством запусков космических объектов. Отмечалось, что использование комбинации двух горючих - углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, расширяют возможности ракет-носителей. Были проведены изыскания американских учёных Д.Мартина, В.Келуори, Р.Конрада, А.Вилхайта, которые показали, что сухая масса и габариты ракеты-носителя с комбинированной двигательной установкой, в которой могут использоваться два горючих, меньше, чем ракеты, выполненные по классической схеме. Утверждалось, что уменьшение массы одноступенчатых ракет-носителей достигает 15%, двухступенчатых 11%. Снижение сухой массы приносит немало преимуществ, поэтому вариант универсализации двигателей по отношению к горючему становится заманчивым.

При рассмотрении схемы трёхкомпонентных двигателей отмечалось, что редкие теплофизические характеристики водорода дают возможность использовать его эффективно в качестве охладителя и рабочего тела для привода насосов. Было предложено несколько схем трёхкомпонентных двигателей. Одна из них, с водородным газогенератором, разрабатывалась на базе использования с минимальными изменениями традиционных двухкомпонентных двигателей, имела преимущества, связанные с применением уже разработанных трактов горячих газов с избытком кислорода. Двигатель этой схемы с общим газогенератором и турбонасосным агрегатом работает только на одном режиме и используется совместно с ССМЕ.

Другая схема предусматривала использование двух камер, работающих на режиме первой ступени совместно - одна на керосине, другая на водороде, на режиме второй ступени ракеты углеводородная камера отключается. При работе водородной камеры во втором режиме возрастает геометрическая степень расширения без изменения конструкции.

Рассматривалась схема трёхкомпонентного двигателя с двумя соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения. Центральное сопло - углеводородное, кольцевое периферийное - водородное. Один газогенератор в этой схеме работает с избытком кислорода. Вырабатываемое им рабочее тело подаётся на турбину, вращающую насосы кислорода. Второй газогенератор с избытком водорода вращает турбину водородного и углеводородного горючего. Схема трёхкомпонентного двигателя с двойным критическим сечением отличалась от схемы с соосными камерами сгорания главным образом тем, что продукты сгорания водородной и углеводородной камер смешиваются в дозвуковой зоне. Однако это условие ограничивало давление в углеводородной камере.

Ещё один вариант трёхкомпонентного двигателя предусматривал параллельное расположение камер сгорания. Схема отличалась от предыдущих лишь тем, что водородная камера сгорания с соплом размещена отдельно, а не вокруг углеводородной камеры.

Был проведен анализ эффективности рассмотренных схем трёхкомпонентных двигателей применительно к одноступенчатым ракетам-носителям. Рассчитывались оптимальные траектории и размеры ракеты-носителя, обеспечивающие вывод на орбиту одинаковой для каждой схемы полезной нагрузки по массе. Основная задача оптимизации ракеты-носителя заключалась в поиске наиболее выгодного распределения тяги между водородной и углеводородной камерами сгорания или, в других схемах, между двигателями водородными и углеводородными. Оптимум достигается, если трёхкомпонентными двигателями создаётся примерно 80% тяги, а доля углеводородного горючего составляет приблизительно 67%. Снижение сухой массы ракеты составляло около 22%, если сравнивать чисто водородную одноступенчатую ракету с ракетой, снабжённой трёхкомпонентными двигателями. Наименьшая масса получалась при доле тяги углеводородной камеры, равной или превышающей 75%. Использование схемы с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения позволяет уменьшать сухую массу ракеты-носителя на 19%. Варианты с параллельным расположением камер сгорания аналогичны двигателю с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения, разница в массе определяется в этом случае лишь двухпозиционным раздвижным соплом водородной камеры, что даёт выигрыш в сухой массе ракеты до 4%.

Из анализа следует, что необходимо учитывать донную площадь ракеты, образуемой комбинациями трёхкомпонентных двигателей различных систем, которая влияет на величину массы несущих элементов и аэродинамическое сопротивление.

Результаты расчётов, проведенные Д.Мартином, показывают, что двухступенчатые ракеты с трёхкомпонентным двигателем имеют меньшую массу, чем одноступенчатые. Применение трёхкомпонентных двигателей с соплом двойного расширения на обеих ступенях уменьшает сухую массу ракеты-носителя на 9% по сравнению с аналогичными вариантами одноступенчатой схемы. Использование трёхкомпонентных двигателей на ускорителях не приводит к существенному выигрышу сухой массы. Однако двухступенчатая схема требует разработки технических средств для обеспечения питания двигателей одной ступени от баков другой.

Далее сделаны выводы, что трёхкомпонентные двигатели позволяют снизить сухую массу ракеты-носителя. Наиболее высокая экономия возможна при применении схемы сопла двойного расширения.

Вариант "Энергия-2" или ГК-175

Любая ракетно-космическая транспортная система многоразового применения в своей структуре, в отличие от одноразовой ракеты, несет обязательные средства обеспечения возврата с орбиты или траектории выведения на орбиту. Эти средства составляют ощутимую часть стартовой массы носителя и по существу являются чистой энергетической потерей. Например, "Энергия" в исполнении как одноразовая ракета-носитель - без орбитального корабля и без части средств обеспечения посадки на Землю блоков первой ступени - может выносить на опорную орбиту более 100 т полезного груза. При тех же условиях, но с орбитальным кораблем, на орбите может быть выгружено только 30 т, т. е. на 70 % меньше. Эти расчеты, естественно, примитивны, но они показывают, какую часть своей энергетики тратит ракета-носитель даже в не полностью многоразовом исполнении. Однако следует и уточнить, что к потерям в данном случае отнесены и средства обеспечения пилотируемого полета корабля, в том числе системы безопасности и сам экипаж. Значительные энергетические потери такой интегрированной системы по целевому назначению, когда объединены функции грузового и пилотируемого транспорта, влекут за собой достаточно высокую ее стоимость. Оставив целью все же создание многоразовой системы, мы сталкиваемся с проблемой оптимального разделения функций ракеты-носителя на грузовые и пилотируемые.

Мнение со страниц нашей печати. "В США этот корабль создавался не под программу, а как самоцель, и сейчас используется в основном лишь для вывода на орбиту космических аппаратов. Но такую задачу целесообразно решать с помощью беспилотных транспортных средств. В противном случае относительная стоимость доставки грузов в космос возрастает за счет необходимости одновременного запуска экипажа и системы его жизнеобеспечения. Это обстоятельство, большой объем регламентных работ, а главное - систематическая недогрузка "Шаттлов", стали причиной резкого удорожания космических операций. Стоимости вывода на орбиту одного килограмм полезных нагрузок достигла 6-8 тыс. долл.

Корабли серии "Спейс Шаттл" не могут возвращать на Землю и искусственные спутники, находящиеся на высоких орбитах. Для этого требуется создать другое, межорбитальное транспортное средство. Да и зачем ремонтировать их: на Земле, когда это можно сделать в космосе. "Шаттлу" нечего возвращать с орбиты.

Дооснащение больших объектов можно делать на рабочих орбитах или в специальных модулях. Нечего оттуда возить втридорога. Гораздо практичнее направить средства на совершенствование самой космической аппаратуры. Пока наши спутники связи работают в 2-3 раза меньше, чем американские. Если бы довести срок их службы до пяти-десяти лет, связь у нас была бы неузнаваемой...

Наиболее эффективным, с экономической точки зрения, режимом полета многоразового корабля считается такой, когда корабль отправляется на орбиту полностью загруженным и загруженным же возвращается на Землю. Любая недогрузка приводит к повышению удельной стоимости космических операций. Следовательно, конструктивные особенности корабля должны определяться сущностью соответствующей космической программы. Если она такова, что на орбиту и обратно нужно доставлять малые массы полезных нагрузок, то нынешний "Шаттл" оказывается избыточным, если большие, то он уже может быть достаточным."

Что же - справедливо.

Тенденция выделения пилотируемых воздушно-космических транспортов в самостоятельное направление существует. Пилотируемые операции должны быть связаны только с доставкой на орбиту экипажа, с целью обеспечения специфичных работ в космосе - сборки, профилактики, инспектирования космических орбитальных аппаратов, управления развертыванием космических аппаратов на орбите, подготовки их к возврату на Землю, проведения научных и исследовательских работ, спасения космонавтов. То есть примерно так, как это осуществляется сейчас в композиции двух ракет-носителей "Союз" и "Протон". Пилотируемая система должна обладать, наряду с высокой степенью надежности, главным качеством - абсолютной безопасностью и возможностью возврата экипажа из любой точки траектории при возникновении аварийной ситуации в полете. Назрела необходимость разработки стратегии пилотируемых операций, которая должна определить место и целесообразность полетов больших групп пилотов на одном корабле и с грузом. Может быть, рациональнее и эффективнее применять надежные пилотируемые летательные аппараты типа "такси".

Разделение космической транспортной техники на пилотируемые и грузовые целесообразно и для высвобождения части энергетики носителя. Управление полетом и посадкой грузовых транспортных систем в этом случае будет осуществляться в автоматическом режиме.

В авиации, с момента ее рождения, управление летательными аппаратами отдавалось человеку. Постепенно наращивали автоматику, но главным действующим лицом был экипаж. Трудно представить себя летящим в самолете без экипажа. Можно с автопилотом, но все же с экипажем. Трудно представить себя даже едущим в поезде метро, управляемым автоматом, хотя автоматизировать управление рельсовым поездом - не проблемная задача. Есть же скоростные поезда с автоматическим управлением. Существует какой-то труднопреодолимый барьер в психологии пассажира - неверие к автомату, хотя пользоваться лифтом без сопровождающих научились уверенно. Ракеты появились и живут на автоматах. Но постепенно, настойчиво, ревниво в управление проникает человек...

Грузовая ракетно-космическая система, как и пилотируемая, предполагает высокую надежность, оптимальное резервирование, минимальный риск в выполнении целевой задачи. Система должна включать в себя все достоинства и преимущества в эксплуатации и обслуживании обычных реактивных транспортных самолетов и плюс к этому, осуществлять всепогодный старт и посадку в автоматическом режиме.

Это - первая принципиальная позиция в формулировке основных положений дальнейшей разработки многоразовых систем, которая сводится к необходимости разделения пилотируемых и грузовых транспортных средств.

Вторая позиция связана с определением степени многоразовости. Речь идет о том, возвращать часть конструкции или полностью транспортную систему, естественно, по ступеням. Одноразовые системы требуют, соответственно своему определению, организации районов падения использованных в полете ступеней, обтекателей космических аппаратов. Вторые ступени отечественных ракет падают или в прибрежные зоны, или в акваторию океана. Кроме того, что засоряется океан, теряется дорогостоящая современная конструкция с уникальными материалами, электронными системами, двигательными установками. Ступени, элементы ракет и космических аппаратов, отработавшие космические аппараты остаются на орбите, количество их растет. Новые отношения к экологии Земли и космического пространства однозначно подкрепляют необходимость создания возвращаемых ракетно-транспортных систем. Решение проблемы экологии в полной мере возможно только аппаратами, обеспечивающими возврат всех их элементов. В этом плане многоразовая система должна быть полностью многоразовой. Такого рода системы дают возможность обеспечить и всеазимутальность выведения полезных грузов. Ракета-носитель с этими свойствами приобретает качество аэрофлотовского транспорта. Значит, второй принцип многоразовости - полная многоразовость.

Но многоразовость - это и энергетические потери. В этой связи возникает проблема - идти путем создания полностью многоразовой одноступенчатой или частично компенсировать потери многоступенчатой структурой носителя. Преимущество двухступенчатой транспортной системы, по сравнению с одноступенчатой, можно проследить по ряду зависимостей, из которых следует, что стартовая масса одноступенчатой конструкции, при сегодняшнем уровне технологии, будет более чем в два раза больше массы двухступенчатой. Можно снизить стартовую массу одноступенчатого носителя до массы двухступенчатого при условии, что конструктивное совершенство одноступенчатой системы повысится в два раза по сравнению с достигнутым на сегодня уровнем. Это значит, что потребуются новые конструктивные материалы, новые технологии, уникальные двигатели, которые, так же как и материалы, должны будут иметь характеристики в полтора-два раза лучшие, чем сейчас. Но если даже и будут достигнуты такие уровни технических качеств компонентов системы, все же неизменно энергетически выгодней остается многоступенчатая структура, хотя одноступенчатая система амбициозна. Таким образом, третье исходное положение - многоступенчатая структура.

Ну, и одно из главных положений разработки - это оптимальные экономические характеристики системы. Нами предложена вертикально стартующая двухступенчатая, с жидкостными двигателями, полностью многоразовая космическая система с горизонтальной посадкой крылатых ступеней. Почему вертикально стартующая ракетная многоразовая система, а не горизонтально стартующая воздушно-космическая с воздушно-реактивным двигателем?

Во-первых, жидкостной двигатель надежен, проверен и универсален и его характеристики не зависят от скорости полета. С другой стороны, существующие серийные воздушно-реактивные двигатели работают до М=3,5 (опытные образцы турбореактивных - до М=6), а создание гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей, работающих до М=6-20, остается трудноразрешимой проблемой.

Во-вторых, для эффективного использования воздушно-реактивного двигателя горизонтально стартующая система при разгоне требует длительного полета в плотных слоях атмосферы, что приводит к большему, чем при спуске с орбиты, нагреву самолета и, следовательно, необходимости принятия специальных мер по активному охлаждению планера.

В-третьих, длительный полет воздушно-космической системы при разгоне на высотах 15-35 км (более 10 мин.) губителен для озонного слоя Земли, тогда как вертикально стартующие средства этот слой "пронзают" за 30-40 с.

Почему двухступенчатая система, а не одноступенчатая? По относительной массе полезного груза (отношение массы полезного груза к стартовой массе) при пусках в восточном направлении двух- и одноступенчатые системы могут сравняться, если существующие конструкции ракетных ступеней в сумме станут легче не менее, чем на 30%. Это объясняется тем, что "эффект Циолковского" по отбросу масс в полете для двухступенчатых ракет снижается при облегчении конструкций. С другой стороны, масштабный фактор облегчения конструкции работает в пользу одноступенчатых ракет (это можно объяснить на примере: пустая канистра емкостью в 20 л легче двух канистр по 10 л). В пользу одноступенчатых систем действует и аэродинамическое сопротивление. Кроме того, одноступенчатые ракеты для увеличения энергетики должны быть укомплектованы трехкомпонентными двигателями. Однако даже при равных относительных массах одноступенчатые системы более чувствительны к изменению направлений пусков - юг, север, запад. Тем более что достижение 30% суммарного облегчения конструкции является в настоящее время проблематичной задачей.

Огромный научный, промышленно-технический и экспериментальный потенциал системы "Энергия"-"Буран" создал объективные предпосылки для дальнейшего развития разработки в нашей стране перспективной многоразовой воздушно-космической системы. Первое приближение к варианту полностью многоразовой ракетно-космической транспортной системы на основе "Энергии"-"Бурана" определяется исходя из следующих соображений.

Первая ступень "Энергии" в составе четырех блоков имела в проекте парашютную систему спасения. Блок А, отработав программное время на траектории, в составе параблока отделяется от блока Ц. Через некоторое время параблоки делятся на самостоятельные блоки А и отходят друг от друга. При входе в атмосферу срабатывает сначала тормозной, а затем предварительный каскад и основные парашюты. С помощью систем обеспечения мягкой посадки блок приземляется на амортизирующие стойки. Блок приводится в состояние для транспортировки и перемещается с помощью передвижных средств из зоны посадки в зону профилактики и восстановления. Структура комплекса обеспечения возвращения блока А многодельная, поэтому эта система не была окончательной как средство многоразовости. Вот почему привлекал вариант планирующего спуска на крыльях и посадки на посадочную полосу "Бурана". В то же время рассматривался вариант блока А, выполненного с диаметром, равным диаметру блока Ц. Блок А в этом виде удачно заменял все четыре блока.

Создание спасаемого блока А, равного по размерам блоку Ц, является не столь сложной задачей, если решается проблема возврата с орбиты в планирующем полете блока второй ступени, так как возврат первой ступени существенна проще при выполнении блока по аналогичной крылатой схеме за счет того, что температурные режимы полета существенно ниже. Крылатый блок А в размерах блока Ц мог выполняться без тепловой защиты того вида, который предусматривался для второй ступени. План заманчивый, но его выполнение зависело от состояния работ по спасению блока Ц. Было принято направление сосредоточения исследований в области создания крупногабаритной крылатой второй ступени, разрабатываемой на базе центрального блока ракеты-носителя "Энергия" и орбитального корабля "Буран", как промежуточный этап повышения многоразовости.

С учетом изложенного состав системы предполагался состоящим из вновь разрабатываемого многоразового воздушно-космического комплекса и наземных средств подготовки и проведения пуска, а также управления полетом, заимствованных от системы "Энергия" - "Буран".

Носитель этого проекта представляет собой двухступенчатую ракету, непилотируемую - грузового варианта с четырьмя блоками А в качестве первой ступени и крылатой второй ступенью в качестве первого этапа разработки.

На блоке А используются двигатели с тягой до 850 т в пустоте, работающие на штатных компонентах топлива - жидкий кислород, углеводородное горючее, на второй ступени - двигатели тягой 230 т в пустоте, работающие на топливе, компонентами которого являются жидкий кислород и жидкий водород. Двигатели заимствованы с ракеты-носителя "Энергия", они подвержены доработкам в части обеспечения многоразовости их использования и некоторому форсированию. При этом предполагалось, что модернизация этих двигателей должна была создать резерв в повышении массы полезного груза. Начинать же этап предполагалось с имеющимися двигателями без изменения.

Баллистической схемой выведения предусматривается запуск всех двигателей с Земли, полет за пределы атмосферы, отделение и спуск отработавших блоков первой ступени после снижения скоростного напора до значения менее 130 кг на квадратный м, выведение маршевыми двигателями второй ступени на эллиптическую орбиту с параметрами 110/200 км, пассивный полет в течение 40 мин и довыведение на круговую орбиту. Использование баллистической схемы полета ракеты с довыведением на конечном участке для двухступенчатых систем дает возможность достичь оптимальных характеристик ракеты-носителя и увеличить массу полезного груза на 8%. Сход с орбиты обеспечивается с помощью тормозного импульса величиной 70 м/с, создаваемого вспомогательной двигательной установкой ступени. На атмосферном участке управляемый спуск и необходимый маневр осуществляются аэродинамическими средствами, аналогичными установленным на орбитальном корабле "Буран". Далее на орбите происходит выгрузка космического аппарата из второй ступени в космосе и проведение посадки через один виток пребывания на орбите. В случае нештатного полета обеспечивается задержка дополнительно на два витка с последующей посадкой ступени на запасные аэродромы.

Исследования основных проектных параметров, применительно к изложенной баллистической схеме, показали, что при увеличении конечной массы второй ступени за счет установки аэродинамических элементов посадки, при сохранении в качестве первой ступени четырех блоков А "Энергии", оптимизация соотношения масс ступеней достигается при уменьшении заправляемого во второй ступени топлива на 220 т по сравнению с запасом топлива блока Ц "Энергия". Одновременно с этим требуется снижение суммарной тяги двигателей второй ступени; в связи с чем для крылатой ступени оставляется три двигателя вместо четырех. На второй ступени устанавливается вспомогательная двигательная установка для довыведения ее на опорную орбиту на участке выведения, последующего спуска с орбиты, управления и стабилизации на пассивных участках полета. Высвобожденный при уменьшении запаса топлива объем в 610 м3 используется для отсека полезного груза. У "Бурана" - 350 м3. Полностью собранная ступень с грузовым отсеком по габаритам эквивалентна блоку Ц "Энергии". Для использования производственно-технологической оснастки, экспериментальной базы и наземного комплекса, созданных для системы "Энергия"-"Буран", при разработке крылатой ступени ее диаметр сохраняется равным диаметру блока Ц. Для осуществления самолетной посадки ступени устанавливаются авиационные средства "Бурана": крыло, вертикальное оперение, балансировочный щиток, посадочное устройство, шасси, гидрокомплекс и аппаратура управления авиационными средствами посадки.

Проведенные теоретические и экспериментальные (на моделях в аэродинамических трубах ЦАГИ) исследования аэродинамических характеристик ступени показали, что при длине порядка 60 м и принятом диаметре ступеней перемещение центра давления при полете на гиперзвуковых и трансзвуковых скоростях столь значительно, что необходимо введение дополнительных устройств (например, установка горизонтального и вертикального оперений в носовой части ступени, выдвигаемых на трансзвуковом режиме полета), обеспечивающих балансировку ступени. В результате исследований различных по относительной длине и аэродинамической компоновке вариантов ступени найдены решения, при которых удовлетворительные балансировочные характеристики достигаются без дополнительных устройств на всех режимах полета.

Приборный отсек с бортовыми системами размещается в передней части ступени, а бак окислителя над баком горючего - для обеспечения передней центровки, положение крыла на ступени также выбрано с учетом обеспечения необходимых центровочных и балансировочных характеристик.

Полученная аэродинамическая компоновка ступени характеризуется следующими параметрами: площадь крыла 296 м2, размах крыла 26 м, стреловидность крыла по передней кромке 45 град., удельная нагрузка на несущую поверхность 355 кг/м2 (у "Бурана" -до 372). Аэродинамическое качество на гиперзвуковых скоростях 1,6 при углах атаки 18 град. и 1-1,22 при углах атаки 40 град., на дозвуковых скоростях 2,5-5,0. Скорость ступени при посадке 340 км/ч, дальность бокового маневра 1250 км. Максимальные температуры при посадке, в градусах Цельсия: на носке корпуса и кромке крыльев 1500, на наветренной поверхности корпуса 1170, на подветренной поверхности корпуса 180-300. Масса ступени в момент посадки 100 т.

Силовая схема построена на соосном расположении полезного груза, консольно прикрепленного к корпусу второй ступени, в ее верхней части, с помощью переходного отсека. Такое расположение отсека полезного груза приводит к исчезновению крутящего момента и уменьшению концентрации напряжений в оболочке бака окислителя от узлов крепления блоков А и изгибающего момента.

Силовая схема крепления блоков А к корпусу второй ступени принципиально подобна силовой схеме крепления блоков А на "Энергии": верхний пояс связи блоков передает на вторую ступень осевую и поперечные нагрузки, нижний пояс связи блоков А передает крутящий момент со стороны параблочных связей блоков А, а также поперечные нагрузки.

Для уменьшения миделевого сечения второй ступени центроплан крыла размещается в пределах сечения фюзеляжа, в нижней его части.

Особенностью конструктивно-силовой схемы крепления крыла к корпусу второй ступени является наличие, как основного силового элемента, мощных бортовых нервюр замкнутого поперечного сечения. С их помощью осуществляется контурное закрепление консолей крыла к корпусу ступени. Бортовые нервюры крепятся к корпусу емкости горючего с помощью системы узлов с температурной развязкой "горячего" крыла и "холодного" корпуса, а к хвостовому отсеку - жестко, передавая на него нагрузки с консолей крыла. В совокупности происходит передача нагрузок от силы лобового сопротивления, поперечной силы и изгибающего момента.

Узлы для температурной развязки конструктивно представляют собой шарнирно подвешенные кронштейны, которые при температурных расширениях бака поворачиваются и за счет этого компенсируют линейные деформации в продольном и радиальном направлениях.

Ключевым решением было изменение длины блока Ц в полете, чтобы выполнить аэродинамические требования по габаритам ступени на участке спуска. С этой целью после выведения на орбиту и выгрузки полезного груза обтекатель полезного груза надвигается на бак окислителя, вследствие чего длина ступени уменьшается с 60 м до 44.

Решение о надвигаемом обтекателе вносит ряд преимуществ, в том числе улучшение центровочных характеристик ступени, исключается необходимость сброса головного обтекателя в полете, создается возможность разделить на баке окислителя теплоизоляцию и теплозащитное покрытие.

Силовая схема отсека полезного груза выбрана в виде подкрепленной оболочки замкнутого поперечного сечения. Для выгрузки полезного груза переднее днище отсека открывается поворотом на 90╟ относительно поперечной оси, отсек надвигается на корпус бака окислителя, и полезный груз выталкивается.

Для защиты наветренной поверхности рассмотрены две схемы теплозащитного покрытия: первая с неуносимым многоразовым покрытием и вторая с активной системой охлаждения.

По первой схеме предусматривается двухслойный пакет, состоящий из верхнего неуносимого температурного слоя, представляющего собой карбонизированный стеклопластик с защитным покрытием на основе термопластического стекла, и нижнего теплоизоляционного слоя, представляющего собой полужесткий волокнит, состоящий из высокотемпературного материала, облицованного кремнеземнистой тканью.

По второй схеме предусматривается многослойный пакет, включающий, помимо двух слоев, описанных в первой схеме, нижний слой с активной системой, разлагающейся с большим эндоэффектом и обеспечивающей требуемый теплоотвод при длительном нагреве. Крепление теплозащиты к корпусу ступени - механическое.

В качестве тепловой защиты подветренных поверхностей ступени используется полужесткий волокнит ТЭМП-1.

На носке отсека полезного груза, на передних кромках крыльев и вертикального оперения предусмотрена установка конструкции из композиционных материалов типа углерод - углерод.

Маршевая двигательная установка второй ступени допускает глубокое дросселирование по тяге. Двигатели установлены в кардановых подвесах многократного использования.

Вспомогательная двигательная установка предусматривает использование 12 жидкостных двигателей малой тяги, работающих на компонентах кислород-керосин, с вытеснительной подачей топлива, причем кислород забирается из основного топливного бака ступени.

Одновременно с этим проводились проработки по созданию вспомогательной двигательной установки, работающей на компонентах топлива кислород-водород. При этом ставилась задача использовать остатки компонентов топлива маршевой двигательной установки в качестве рабочего тела.

Логика функционирования многоразовой системы в расчетных ситуациях на активном участке полета предусматривает следующие операции, в порядке снижения приоритета:

- выведение на расчетную орбиту с полным выполнением программы пуска;

- выведение на одновитковую траекторию с отделением полезного груза на орбите и последующей посадкой ступени на посадочный комплекс в районе старта;

- сброс полезного груза на траектории полета второй ступени при скоростном напоре до 1-3 кг/м2 и продольной перегрузке 0,3-0,4, получаемой за счет глубокого дросселирования двигателей второй ступени с последующим возвращением ступени на посадочный комплекс.

Логика функционирования системы в нештатных ситуациях отличается от логики "Бурана". По понятным причинам не предусматривается посадка на многочисленные аэродромы вынужденной посадки, расположенные вдоль трассы полета, а разрабатывается система аварийного приземления с соблюдением принципа наименьшего ущерба.

Вероятность возникновения такого рода ситуаций, при достаточно высокой надежности системы, весьма мала.

Как показали проработки, горизонтальные летные испытания второй ступени целесообразно провести с использованием самолета "Мрия". Проработаны вопросы подъема ступени на высоту 7-8 км с последующим сбросом в самостоятельный полет. Методом математического моделирования, с использованием банка аэродинамических данных, определены динамические характеристики связки из самолета и ступени в совместном полете, процессы разделения с учетом интерференции каждого из изделий и посадка ступени по глиссаде, аналогичной штатному полету ступени. По результатам расчетов определены требования по установке ступени на самолете, по взаимодействию систем управления самолета и ступени в совместном полете и при разделении.

Опыт работы по ракетно-космической системе 'Энергия"-"Буран" показал, что создание полностью многоразовой системы близко к реальному воплощению.

На начальном этапе проектирования были рассмотрены три варианта аэродинамической компоновки "крылатого" блока Ц с площадью консолей крыла 180 м2 - аналогично "Бурану", 250 м2 - по геометрии подобное "Бурану" и 300 м2 - с большей стреловидностью, равной 60 град., и наплывом. Аэродинамические характеристики для этих компоновочных схем при гиперзвуковых и сверхзвуковых скоростях до М=4 определялись расчетом с использованием программного модуля "Энергия-2" пакета прикладных программ "Высота" разработки НПО "Энергия", а при умеренных скоростях М=4,0-4,1 использовался комплекс программ "Компас" разработки ЦАГИ. Расчеты показали хорошее согласование с экспериментом и данными, полученными для "Бурана". На начальной стадии работы было совсем не очевидно, каким образом для такого длинного цилиндрического корпуса с крылом, каковым является блок Ц, можно решить задачи балансировки, устойчивости и управляемости на гиперзвуке при больших углах атаки -35-40 град. при сверхзвуковых скоростях и на участке трансзвукового и посадочного режимов полета.

Одной из основных задач предварительного этапа было также рассмотрение возможности создания технологичной теплозащиты с приемлемыми весовыми характеристиками и лишенной недостатка "плиточной" теплозащиты - трудоемкости изготовления и большой стоимости, свойственных "Бурану" и "Спейс Шаттлу". Для расширения класса используемых теплозащитных материалов, при формировании условий движения на участке спуска, вводились ограничения по температуре поверхности цилиндрической части корпуса - не более 1170 град.С.

Проектные проработки, которые велись параллельно, указывали на то, что вес возвращаемого блока, включающего авиационные средства посадки, близок к весу космического корабля "Буран". В процессе поиска рациональной компоновочной аэродинамической схемы было показано, что для обеспечения заданных режимов по температуре, боковому маневру, глиссаде и скорости посадки при спуске можно ограничиться площадью консолей крыльев, близкой к той, чем располагает "Буран".

В этой связи в дальнейших модификациях геометрии крылатого блока Ц был заложен принцип максимального заимствования авиационных средств "Бурана". Сюда относятся консоли крыла, элевоны, киль и другие элементы.

Однако, как показали расчеты и эксперименты, для заданных центровок практически оказалось невозможным обеспечить балансировочные режимы в продольном канале на гиперзвуке, трансзвуке и при посадке. Напрашивался вывод о необходимости уменьшения удлинения корпуса и повышения эффективности щитка. Трудности, которые возникли с путевой устойчивостью для длинного корпуса при сверхзвуковых скоростях, также оказались практически непреодолимыми. Решение задачи упрощалось с уменьшением удлинения корпуса.

Вариант крылатого блока Ц изменяемой длины, когда на участке выведения удлинение составляет 7,6, а при спуске с орбиты головной обтекатель "накатывается" на цилиндрическую часть, и блок укорачивается примерно до 5,7. Решение задачи в области аэродинамики в этой связи сузилось.

Исследования аэродинамических характеристик велись для широкого класса форм и геометрии носовых частей, при различном расположении и заклинении крыла на цилиндрическом корпусе, для различных вариаций площади наплыва, формы и геометрии крыла с целью получения приемлемых моментных характеристик при переходе от гиперзвука к трансзвуку и обеспечения условий посадки. Для решения путевой устойчивости, наряду с концевыми шайбами на крыльях, рассматривались несколько вариантов киля, включая киль "Бурана" с воздушным тормозом, установленный на стабилизаторе.

Расчеты аэродинамических характеристик сопровождались экспериментальными исследованиями в аэродинамических трубах ЦДГИ на моделях (масштаб 1:200) в диапазоне чисел М=0,6-10. Выбранный вариант компоновки исследовался на модели масштаба 1:50 в диапазоне чисел М=0,4-4. Здесь по широкой программе исследовалась и эффективность органов управления: элевонов, щитка, киля и воздушного тормоза.

Следует отметить, что в продольном канале на эксплуатационных углах атаки во всем диапазоне чисел М подъемная сила, аэродинамическое качество и моментные характеристики рассматриваемой компоновочной схемы соответствуют требованиям устойчивости и управляемости. Моментные характеристики на предпосадочном и посадочном режимах близки к линейным по углу атаки, эффективность органов управления при этом оказалась не хуже, чем для "Бурана", а щитка - даже в 1,5-2 раза выше. Эта эффективность была достигнута за счет соответствующей геометрии хвостовой части корпуса. Вертикальное оперение с воздушным тормозом, соответствующее по размерам оперению "Бурана", поставленное на переходнике стабилизатора и развернутое на меньший угол стреловидности, обеспечивает вполне допустимые характеристики по крену и в боковом канале. Руль направления и воздушный тормоз не уступают по эффективности органам управления "Бурана".

Таким образом, результаты исследований показали, что аэродинамические характеристики крылатой второй ступени ракеты-носителя "Энергия" с изменяемой длиной корпуса, с консолями крыла, вертикальным оперением и аэродинамическими органами управления, кроме щитка, заимствованные от "Бурана", отвечают требованиям формирования траектории, устойчивости и управляемости на всех участках спуска с орбиты, включая посадку. Анализ теплообмена и теплозащиты по такой схеме показал, что условие теплонагружения конструкции не хуже, а удельный вес теплозащиты несколько ниже, чем для "Бурана". Целесообразность работ по реализации такого проекта, где почти в полной мере используются освоенные промышленностью авиационные средства "Бурана", подтвердилась.

Одновременно результаты проектных разработок показали, что вес полезной нагрузки, выводимой на орбиту спутника для варианта носителя с крылатым блоком Ц, при стартовой массе 2300 т, примерно в 1,5 раза больше массы полезной нагрузки, выносимой с применением "Бурана" или "Спейс Шаттла". В отличие от схем "Бурана" и "Спейс Шаттла", где, в одном случае, вторая ступень с двигателями и уникальной системой управления целиком одноразовая, в другом топливный бак одноразовый, в рассматриваемом проекте с орбиты возвращается вся вторая ступень. Обтекатель не сбрасывается на орбите. На орбите ничего не остается, кроме космического аппарата.

Второй этап приближения "Энергии" к полностью многоразовой системе был связан с поиском более эффективного средства спасения ракетных блоков А.

В многоразовой космической системе "Энергия"-"Буран" принята, как говорилось ранее, реактивно-парашютная схема спасения блоков первой ступени. По сравнению со "Спейс Шаттлом", средства спасения первой ступени более сложные и трудоемкие, что связано с необходимостью посадки на сушу, а не в океан.

С появлением варианта "Энергии-М" у проектантов возникла идея разработки крылатого блока А. В этой связи было целесообразно в плане унификации разработать крылатый блок А, приемлемый для "Энергии" и "Энергии-М". Таким образом, спасаемый блок А предстал в виде одиночного блока существующей конструкции.

Были проведены исследования по определению возможности создания многоразового блока А с несущими поверхностями, обеспечивающими его полет в атмосфере "по самолетному" и посадку на аэродром стартового комплекса, рассмотрены различные типы несущих поверхностей: от решеток до крыльев большого и малого удлинения. В наибольшей мере поставленной задаче удовлетворяет модификация блока с поворотным крылом большого удлинения и поворотным оперением. Их конфигурация выбрана таким образом, чтобы, с одной стороны, не оказывать существенного влияния на характеристики блоков при их работе в "пакете" в составе носителя и, с другой, - обеспечить на дозвуковой скорости при полностью развернутом крыле очень высокий уровень аэродинамического качества (до 17-19) и высокую несущую способность конструкции при посадке без использования механизации крыла.

Модифицированный блок А представляет собой свободонесущий моноплан с верхним расположением крыла. Габаритный размер центроплана крыла в зоне поворотных узлов не превышает 6 м (из условия размещения блока в "пакете" в составе носителя). V-образное оперение складывается в стартовом положении вдоль продольной оси блока и закреплено замками на центроплане крыла. Основные стойки шасси складываются в обтекатели, установленные на блоке. Воздушно-реактивный двигатель может быть установлен на пилоне, в районе центра масс блока, или внутри специального обтекателя в носовой части блока. При этом лобовой воздухозаборник имеет небольшие габариты, порядка одного калибра, выхлопной канал выполнен в виде расходящихся тоннелей. Внутри носового обтекателя расположен топливный бак с керосином, выполненный в виде тора. В развернутом положении крыло имеет удлинение 15 и сужение 1,5. В компоновке крыла применен высоконесущий профиль с относительной толщиной 17%. С целью уменьшения изгибающего момента в корневом сечении крыла и, значит, улучшения весовой отдачи применена геометрическая крутка концевых сечений, с углом закрутки 6 град. Наибольшая величина аэродинамического качества достигается при значительной величине коэффициента подъемной силы (0,7) для М=0,25.

Основным расчетным случаем нагружения для крыла является "полет в неспокойном воздухе", для оперения - "полет в гиперзвуковом режиме". Коэффициент безопасности для всех случаев нагружения автономного полета блока принят равным 1,3. Оптимизация конструкции крыла и оперения проводилась с использованием программы REBWJN, реализующей процесс отыскания минимума целевой функции суммарного веса верхних панелей кессона и его нервюр при наличии ограничений в виде равенств - условий прочности при статическом нагружении и неравенств - конструктивно-технологических ограничений на размеры элементов методом покоординатного спуска. Рассмотрены два основных типа конструкционных материалов крыла и оперения:

- панели, нервюры, лонжероны изготовлены из композиционного материала на основе углеволокна типа КМУ-8;

- основные элементы кессона изготовлены, главным образом, из алюминиево-литиевого сплава типа 01450.

Использование для оперения композиционного материала КМУ-8 снижает массу конструкции крыла на 16%.

Проблема возвращения блоков к месту старта является сложной технической задачей, поскольку после расцепки они совершают баллистический полет протяженностью до 300 км на высоте, превышающей 80 км. Управление траекторией полета блока возможно лишь после входа его в плотные слои атмосферы, на высотах менее 30 км. При этом углы наклона траектории составляют 25-30 град., что приводит к большим величинам скоростного напора. В этой связи на первом этапе входа в плотные слои атмосферы используются небольшие значения угла крена, чтобы сделать траекторию более пологой, а после прохождения пика скоростного напора начинается интенсивный разворот к месту старта, с большими углами крена и подъемной силы. На дозвуковых режимах полета для компенсации значительного удаления от места старта необходим полет с высоким аэродинамическим качеством.

Траектория возвращения состоит из трех основных частей:

- участок полета на больших высотах (более 50 км) при наличии малых аэродинамических сил - этот участок можно назвать баллистической фазой;

- участок разворота блока по направлению к месту посадки, при котором происходит резкое снижение скорости и высоты;

- участок планирования по направлению к месту посадки при скорости с числом М меньше единицы.

Продолжительность первого участка при скорости 1630 м/с, высоте 54 км составляет 170 с. За это время блок удаляется от старта (аэродрома посадки) на 270 км. Это удаление во второй фазе траектории возрастает, достигая 310 км. Его необходимо компенсировать на третьем участке дозвукового полета с высоким аэродинамическим качеством.

После выполнения разворота по курсу блок совершает полет в режиме стабилизации максимального аэродинамического качества на высоте 18 км при М=1,1, а с уменьшением числа М до 0,75 для облегчения раскрытия крыльев большого удлинения совершает маневр типа "горка" с выходом на малые углы атаки.

Траекторию возвращения при высоте 13 км можно представить состоящей из трех участков: квазистационарного планирования с высотой от 13 до 5 км, горизонтального полета на высоте 5 км (М=0,42) и планирования с этой высоты. Потребный расход топлива с учетом встречного ветра составляет 1200 кг.

Широкий диапазон изменения режимов полета предъявляет высокие требования к контуру обеспечения устойчивости и управляемости, который должен обеспечивать хорошее качество управления по быстродействию системы, по максимально возможной развязке каналов и демпфированию. Такие же требования предъявляются к системе информационного обеспечения, в частности, к воздушно-скоростным параметрам.

Блок имеет совершенную информационную систему, позволяющую определять текущие значения воздушных аэродинамических углов, скорость полета относительно воздушной среды, высоту полета, скоростной напор и число М. Имеющаяся на борту вычислительная машина при известных параметрах системы имеет возможность алгебраического расчета по конечным соотношениям сигналов, близких к производным углов атаки, скольжения и скоростного крена, которые используются при построении алгоритмов. Подобный подход использовался в системе управления орбитальным кораблем "Спейс Шаттл". Структура контура обеспечения устойчивости и управляемости по продольному каналу во всем рассматриваемом диапазоне чисел М и бокового канала на режимах предпосадочного маневрирования (М=0,25-0,7 - крыло разложено) может быть построена по нормальной самолетной схеме на принципах разделения форм движения с хорошим качеством отработки, задаваемых командных значений угла атаки и угла крена. Структура контура бокового канала на режимах полета со сложенным крылом (М=0,8) при наличии в боковом канале одного отсека управления (руля управления) построена по обращенной схеме на основе свойства обратной реакции крена на отклонение органа поперечного управления ракеты-носителя.

Таким образом, проведенные исследования показали возможность реализации аэродинамической схемы блока А с выдвижным крылом большого удлинения, обеспечивающего очень высокий уровень аэродинамического качества (17-19) на режиме дозвукового полета и несущих свойств крыла на посадке без использования механизации.

Размещение средств возвращения на блоке А максимально увязано с существующей конструктивно-силовой схемой блока, а изготовление основных элементов средств возвращения крыла и оперения базируется на достигнутой к этому времени технологии.

Работы по исследованию роторных систем, используемые в качестве тормозного устройства, проводились в США, Англии и Франции с 1950 г. По результатам этих исследований отмечалось, что в весовом отношении роторная система посадки может конкурировать с парашютной. В качестве примера можно привести результаты сравнения весовых характеристик различных систем, обеспечивающих безопасное снижение первой ступени ракеты. Из рассматриваемых четырех систем такого рода первая - торможение в атмосфере, задействование парашютов, ракетные двигатели мягкой посадки; вторая - торможение в атмосфере, парашюты и газовые подушки мягкой посадки; третья - торможение атмосферой, воздушно-реактивные двигатели; четвертая - роторная система. Вес средств приземления составляет соответственно 10; 13,4; 25,4; 10 % от веса первой ступени при полном выгорании топлива, а вес системы посадки - 2,9; 3,9; 7,3; 2,9 % от веса полезной нагрузки. Видно, что роторная система по весовой отдаче не хуже любой другой.

Особенностью предлагаемой Казанским авиационным институтом роторной системы посадки является использование гибкой, сворачиваемой в рулон лопасти. Несущая система на базе гибкой лопасти работает так же, как и несущий роторный винт с жесткими лопастями. При использовании двигательных установок, расположенных на концах лопастей, роторная система может выполнятъ функции несущего винта вертолета, позволяя маневрировать без потери высоты и обеспечивать точную "мягкую" посадку.

Результаты оценок возможностей использования роторных систем показали, что они могут обеспечить возвращение космических аппаратов и ступеней на Землю. С помощью роторного устройства на всей траектории спуска космического аппарата можно осуществлять торможение и стабилизацию аппарата, изменять в широких пределах коэффициент лобового сопротивления, осуществлять планирующий спуск с использованием аэродинамического качества, выполнять маневры при посадке и обеспечить близкую к нулю скорость в момент соприкосновения с Землей. Изменение сопротивления летательного аппарата при спуске может производиться путем изменения конусности и угла взмаха лопастей, а изменение подъемной силы - путем изменения угла атаки плоскости вращения ротора. Ротор может применяться со спускаемым аппаратом любой формы, так как большая часть подъемной силы будет создаваться самим ротором, а не аппаратом.

Преимуществом применения роторной системы для спуска, по сравнению с баллистическим спуском и спуском с помощью гиперзвукового планирующего аппарата с фиксированным крылом, является наименьшее увеличение (за счет средств возвращения) веса при одинаковой способности бокового планирования до 1400 км. Роторная система по массе меньше крыльевой в 3-5 раз.

Проект роторной системы торможения и посадки, предназначенной для первой ступени ракеты-носителя "Био-Стрик", был разработан французской фирмой "Жиравьон-Доран". Первая ступень этой ракеты отделяется на высоте примерно 80 км, достигнув скорости М=15. По расчетам требуется двухлопастной ротор диаметром 24,4 м, лопасти которого (хорда 1 м) выполнены из жаропрочных сплавов. При пуске ракеты лопасти складываются параллельно поверхности корпуса ступени. Раскрытие ротора происходит перед входом в атмосферу, причем на начальном этапе спуска, когда скорость изменяется мало, почти полностью раскрытые лопасти ротора служат средством стабилизации. Продолжительность полета летательного аппарата на гиперзвуковом участке траектории составляет 60-70 с. При этом, скорость уменьшается до 720 м/с на высоте 36 км. Основные параметры достигают своих максимальных значений на высоте порядка 47 км. К этому моменту угол конусности лопастей уменьшается так, что ротор полностью попадает под ударную волну, отходящую от корпуса спускаемого аппарата. После выхода на околозвуковые скорости начинается снижение на режиме "ветрячка", который переходит в режим установившейся авторотации. По мере спуска летательного аппарата меняется ориентация корпуса ракеты по отношению к набегающему потоку - двигателями вперед, что гарантирует ей большую устойчивость. Посадка ступени может быть осуществлена (автоматически или при управлении с Земли) непосредственно на специальный транспортировщик. Увеличение веса ступени за счет роторной системы составляет 7-8 %.

Режим входа в атмосферу характеризуется необходимостью поглощения большой кинетической энергии за счет аэродинамического торможения. Этот режим практически ничем не отличается от режима работы блока с крыльевой системой возврата. Осуществляется цепочка процессов ориентирования блока перед входом в атмосферу, ориентация при полете в атмосфере с торможением за счет аэродинамической поверхности блока. Полет в нижних слоях атмосферы начинается от точки, где температурное воздействие набегающего потока перестает играть существенную роль. После предварительной стабилизации из корпуса выпускаются в поток концевые стабилизаторы с нулевыми относительно продольной оси ракеты углами установки. При этом ступень приобретает дополнительную устойчивость движения в осевом потоке. Далее происходит симметричное отклонение стабилизаторов до расчетных углов установки. Набегающий поток раскручивает ротор до расчетных скоростей вращения. При достижении угловой скорости вращения, обеспечивающей устойчивую работу лопасти, происходит плавный выпуск лопастей в поток. На этом этапе осуществляется перестройка ротора на режим установившегося вращения и переход ступени на планирующий полет.

При околозвуковом режиме полета спускаемого аппарата ротор работает как тормоз, сохраняя большую скорость вращения. Режим установившегося самовращения - авторотации начинается при достижении спускаемым аппаратом скорости 25-30 м/с. Особенностью этого режима являются постоянные скорость вращения и тяга ротора. Этот режим наиболее благоприятен для управляемого полета. Изменяя циклический шаг несущего винта, можно изменять направление полета и обеспечить вывод летательного аппарата в заданный район.

В режиме приземления возможны два варианта уменьшения вертикальной скорости. При резком увеличении углов установки лопасти можно увеличить тягу ротора в 2-2,5 раза за счет использования собственной кинетической энергии вращения. Эффект называется "подрыв" винта. Этот способ не требует дополнительных источников энергии, но уступает двигательному способу по точности приземления и качеству посадки. Следовательно, он выдвигает дополнительные требования к системам фиксирования ступени в вертикальном положении. Возможен режим двигательной посадки, который начинается после вывода летательного аппарата в заданный район выключением двигательных установок. Особенностью этого способа является широкий диапазон изменения скорости посадки как по величине, так и по направлению, вплоть до зависания над посадочной площадкой.

Лопасть роторной системы посадки с концевыми стабилизаторами и двигателями имеет прямоугольную к плане форму, постоянную хорду и толщину; она достаточно гибкая для сворачивания на барабан. Жесткость лопасти в потоке обеспечивается наличием на конце сосредоточенной массы в виде жесткого стабилизатора или концевых двигателей, предназначенных для использования на этапе приземления или доведения до точки посадки. Все шесть лопастей последовательно наматываются на барабан, совмещенной с осью вращения. Этот вариант компоновки представляется наиболее рациональным и позволяет компактно разместить роторную систему в головном отсеке спускаемого аппарата.

В систему роторной посадки входят устройства выпуска лопастей в поток, механизм отвода обтекателя, системы управления ротором, циклическим шагом, общим шагом и двигательными установками.

При массе спускаемого аппарата в 60 т радиус лопасти равен 25 м, количество лопастей 6, хорда лопасти 1 м, вес концевого груза-стабилизатора 488 кг, тяга концевых двигателей лопасти 2,37 т, суммарный вес роторной системы 4,8 т.

Параллельно с созданием крылатых ступеней ракеты-носителя "Энергия-2" разрабатывалась программа дальнейшей модернизации двигателей РД-170 и РД-0120. Основное их направление было связано, во-первых, с повышением надежности и, во-вторых, увеличением тяги и улучшением удельных характеристик. По результатам предварительных проработок было ясно, что двигатель РД-170 имел резервы повышения характеристик, но несущественные: не более 1-2 %, поэтому разработчиками двигателя была предложена программа решительных изменений некоторой части конструкции. Модернизированный двигатель получил индекс 14Д20. Но реализация этой программы вела к значительным затратам. Модернизация водородного двигателя РД-0120 имела этапность: повышение надежности за счет доработок, увеличивающих его ресурс, что совпадало с программой многократного применения блока Ц, хотя на первом этапе этой программы предусматривалось менять двигатели по реальному их состоянию. Без особых доработок достигалось форсирование двигателя на 11%. Вводился сопловой выдвижной насадок, который давал повышение удельной тяги в вакууме. Конечный вариант модернизации имел индекс 14Д12.

В случае применения модернизированных двигателей 14Д12 в 14Д20 многоразовая ракета "Энергия-2" выносила на опорную орбиту 40 т полезного груза. Просчитывались различные сочетания двигателей с разной степенью модернизации. Например, двигатель 14ДУ20 с РД-0120 с сопловым насадком давали 34 т полезного груза на орбите, вариант 14Д20 с РД-0120 с насадком и форсированием на 11% - 36,5 т, 14Д20 с РД-0120 без каких-либо изменений давали 31,5 т. Если же не переделывать керосиновый двигатель РД-170 и применить его в композиции с РД-0120 при малой модернизации форсированием на 11% и сопловым насадком, выносимый на орбиту груз составлял 34 т. За основу для первого этапа реализации крылатого блока Ц нами был принят вариант композиции двигательной установки носителя на основе двигателей РД-170 и РД-0120 без всяких изменений.

Таким образом, две крайние позиции: одна - полная модернизация обоих двигателей - давала 40 т, другая - без модернизации, на существующих двигателях - 29 т. И еще на одну позицию, которая играла решающую роль в определении стоимости разработки крылатой системы, следует обратить внимание - сочетание двигателя первой ступени РД-170 без изменений и водородного двигателя второй ступени 14Д12 с полной модернизацией. Эта композиция позволяла иметь 37 т полезного груза на орбите.

Систему управления планировалось применить полностью с "Бурана", но с разработкой, естественно, нового математического обеспечения.

Таким образом, облик ракетно-космической транспортной системы, создаваемой на основе комплекса "Энергия"-"Буран", в результате проведенных исследований и проработок различных вариантов воздушно-космических систем - одноступенчатых и двухступенчатых, с вертикальным стартом и горизонтальным взлетом, с парашютно-реактивной системой возврата и спасения и самолетной посадкой - определился. Наибольшей массово-энергетической эффективностью обладают многоступенчатые структуры с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой всех ступеней с возвращением на аэродром стартового комплекса. Такая система, в связи с тем, что она создается с учетом использования уже наработанного задела и на базе совершенствования ракетно-космической системы "Энергия"-"Буран", с применением существующих конструкционных материалов, бортовых систем управления и освоенных жидкостных ракетных двигателей, могла быть создана без существенных затрат ресурсов. Как показали проектные проработки, задача превращения центрального блока "Энергии" в крылатую вторую ступень, способную достичь орбиты с доставкой полезного груза, осуществить планирующий спуск в атмосфере и посадку на аэродром стартового комплекса, является вполне реальной и осуществимой в относительно короткие сроки, с минимальным техническим риском. При реализации этой схемы "инженерный пот" был бы затрачен, в основном, на создание центроплана крылатого блока Ц.

Продувка моделей в аэродинамических трубах показал, что такая крылатая ступень обладает приемлемыми несущими свойствами и балансировочными характеристиками в широком диапазоне скоростей - от дозвукового режима полета до скоростей, соответствующих гиперзвуковому и трансзвуковому уровням. Линейность основных моментных характеристик выражена даже более, чем у "Бурана".

По своей сущности разработанная схема находится между созданной системой "Энергия"-"Буран" и перспективным проектом одноступенчатого космического самолета. Эта схема, по оценке проектантов, дает возможность снизить на порядок стоимость вывода на орбиту полезного груза.

В дальнейшем на базе отработанной крылатой многоразовой второй ступени планировалась замена (как уже третий этап приближения к полностью многоразовой системе) четырех боковых блоков первой ступени одним идентичным, а точнее, почти копией второй ступени.

Первая ступень будет фактически зеркальным отображением второй. Их будет отличать только четыре мощных двигателя РД-170 в хвостовом отсеке первой ступени и отсутствие теплозащиты.

Пакет двух равных по габаритам ступеней представляет собой простую композицию блоков, сочлененных по плоскостям крыльев. Эта композиция дала толчок к оценке необходимости иметь два разных двигателя на первой и второй ступенях. Одна ступень - это связка кислородно-керосиновых двигателей, вторая - связка кислородно-водородных. Была установлена целесообразность применения трехкомпонентных двигателей, работающих в режиме первой ступени на кислороде и керосине, а в режиме второй ступени - на кислороде и водороде. Такой двигатель - РД-701 - уже разрабатывался в то время. Вариант рационализации использования двигательных связок - это дальнейшая возможность частичной компенсации потерь, связанных с применением средств возвращения ступеней. Трехкомпонентные двигатели разрабатывались в КБ "Энергомаш" и "Химавтоматика" в Воронеже.

Проектанты оценивали стоимость разработки крылатой системы первого этапа в 600-650 млн. руб. (в ценах 1987 г.), что составляло дополнительно 4-5 % к общим затратам на создание "Энергии" и "Бурана".

На стадии экспертизы проектов Технический центр В.И.Багно провел исследование вопросов влияния многоразовости транспортных ракетно-космических систем, создаваемых на основе "Энергии" и "Бурана", на технико-экономическую эффективность программы выведения полезных грузов. Проводилась оценка программы с использованием комплекса одноразового носителя и "Энергии-2" с многоразовой второй ступенью, которые рассмотрены в комплектации с одноразовыми и многоразовыми крылатыми разгонными блоками А. Расчет технико-экономических показателей проводился с учетом стоимости отчуждаемых под поля падения земель. При расчете затрат на послеполетное обслуживание использовались материалы эксплуатации орбитального корабля, самолетов дальней авиации, двигателей многократного применения типа РД-170, ССМИ. Исходя из принятой схемы первого этапа крылатой "Энергии-2", применения многоразовых блоков А в схеме "Энергии-М" и практической одинаковости этих блоков, в сравнительных расчетах они входят по стоимости авиационной части также одинаковыми.

Установлено, что переход от одноразовых средств выведения тяжелых полезных нагрузок к многоразовым транспортным системам приводит к существенному сокращению объемов производства техники. Экономия за счет сокращения объемов производства примерно равна затратам на создание многоразовой системы. Рассматривался период в 15 лет. Применение одноразовых комплексов выгодно в программах, предусматривающих не более пяти пусков в год. Преимущество многоразовой системы приносит экономический эффект, возрастающий с градиентом 6,5 млрд. руб. на один пуск. Причем использование многоразовых блоков А в сочетании с крылатым блоком Ц в составе "Энергии-2" становится выгодным при темпе пусков более 4 в год, в то время как эти же блоки в структуре "Энергии-М" с одноразовым блоком Ц приносят незначительную выгоду.

Общие затраты на реализацию программы с использованием многоразовой системы сравняются с затратами при использовании одноразовой системы лишь при условии, что уровень стоимости ремонтно-восстановительных работ и послеполетного обслуживания возрастет в 2,7 раза относительно обоснованного уровня.

Основными компонентами затрат для многоразовой системы являются: создание системы на авиационном принципе возврата с орбиты и траектории (33,3% от общих затрат); эксплуатация и ремонт (около 28%); изготовление материальной части в связи с многоразовостью (всего 32%, изготовление ракет в одноразовой системе занимает объем более 56%); отчуждение земель (до 19%) при примерно равных стоимостях эксплуатации средств наземного обеспечения. Создание же одноразового комплекса составляет всего лишь 4,5% от общих затрат на многоразовую систему.

Инженерная записка по многоразовой системе, выполненная в инициативном порядке, была разослана во все руководящие организации в марте 1987 г. По установленному правительством порядку, предложение о целесообразности разработки какого-либо технического направления оформляется первичным техническим документом, который по форме является сигналом о возможности создания новой техники, а по существу это - достаточно полный, отработанный проект, дающий возможность судить о значимости представленной "заявки" для отечественной техники. Следующим шагом официализации своего заявления организация-разработчик должна представить результаты своих проработок в виде технического предложения. Па этом этапе должен определиться потенциальный заказчик, который в последующих действиях выступает уже сообща с разработчиком - не как автор, но как подготовленный оппонент.

Решением Военно-промышленной комиссии Президиум Совета министров в декабре 1987 г. ряд проектных организаций обязывался разработать технические предложения по созданию на базе комплекса "Энергия"-"Буран" многоразовой воздушно-космической системы. К этой работе были подключены многие ведущие организации Министерства общего машиностроения и авиационной промышленности. При этом фактически сложилось, что направления в разработках совпадали с образовавшимися в космическом мире течениями. Разрабатывались проекты горизонтального взлета и посадки типа НАСП, проекты вертикального взлета и планирующей посадки, космические летательные аппараты, стартующие с тяжелых самолетов, и другие виды космических транспортных систем.

Этим же решением разработка технического предложения по созданию на базе системы "Энергия"-"Буран" полностью многоразового комплекса с крылатой второй ступенью и исследование вопросов создания крылатой первой ступени большой массы была включена в Программу научно-исследовательских работ в обеспечение создания воздушно-космических систем. Работам в этом направлении, в том числе нашим, правительством были открыты "ворота". Это было своеобразное одобрение предложений, которое давало возможность финансировать исследования и проработки этого направления. Заказчик - Управление начальника космических средств - утвердил техническое задание на разработку технического предложения в марте 1988 г. В этом же месяце проектанты разработали основные положения технического предложения.

Так называемые "Основные положения технического предложения" - это по сути техническое задание своим смежным специализированным проектным организациям. Этот документ давал технический образ предполагаемого к созданию комплекса, оговаривая специфику его сути и задавая необходимые для этой разработки требования к входящим в него системам и подсистемам. Эти положения касались основных головных разработчиков системы управления, двигателей, наземного комплекса и других средств. С этих "положений" начинается более глубокая работа головных смежных организаций.

В мае 1988 г. Госкомиссия утвердила кооперацию соисполнителей и установила срок выпуска технических предложений - декабрь 1988 г. В августе этого же года Президиум Научно-технического совета Минобщемаша одобрил концепцию создания многоразовой системы и предупредил о необходимости завершения разработки технического предложения по этому направлению в установленный Госкомиссией срок. В ноябре разработка технического предложения всей кооперацией разработчиков была завершена. В январе 1989 г. был проведен Совет главных конструкторов, на котором было одобрено техническое предложение и выданы рекомендации на проведение дальнейших работ. В феврале 1989 г. разработали график выпуска материалов эскизного проекта, проект решения Госкомиссии, решения Научно-технического совета министерства и направили в Главное управление. Был разработан состав материалов по доработке отдельных разделов технического предложения.

Основные положения на эскизный проект предполагалось выпустить в мае 1989 г. Инженерная записка по многоразовой системе второго этапа по договору с Главным управлением министерства должно было быть выполнена в сентябре 1989 г. Система договоров с Главным управлением внедрялась впервые в этом году. Договор предусматривал и некоторое финансирование проводимых работ. Первый договор с Главным управлением о выполнении работ по многоразовой воздушно-космической системе был подписан в январе 1989 г Доработка технического предложения по многоразовой системе первого и второго этапов, как реализация замечаний и решения Совета главных конструкторов, должна была быть осуществлена в декабре 1989 г. Эскизный проект планировался Советом к выпуску в 1990 г.

По установленному порядку, приказом министра, изданным еще в 1984 г., проекты решений, графиков выполнения работ должны быть согласованы со всеми исполнителями и представлены в министерство для обобщения и последующего "окончательного" представления в Военно-промышленную комиссию для формирования решения. Понимая важность оформления документов для начала работ, мы договорились с аппаратом комиссии о совмещении подготовки решения с согласованием документов со смежниками, чтобы ускорить процесс.

Однако, несмотря на казалось бы "подготовленный обход" этого положения, через три недели министерство вернуло проекты документов. Кроме того, теперь Главное управление считало целесообразным рассмотреть материалы технических предложений по многоразовой системе на Междуведомственном научно-техническом совете по координации научно-исследовательских и экспериментальных работ в обеспечение создания воздушно-космической системы. Отправка же проекта решения, по заведенной схеме, была возможна только через министерство. В результате, проект пришлось переправлять в комиссию, минуя министерство, и начать рабочее согласование по форме, хотя было решение Совета главных конструкторов, которое, фактически, его согласовало и было подписано всеми.

В марте 1989 г. научно-технический совет НПО "Энергия" решил продолжить проектные работы по многоразовой воздушно-космической системе ГК-175, в ходе которой дополнительно обосновывалась эффективность системы, программа целевого использования, потребное финансирование и реализуемость работ. Решение по проведению дальнейших работ предполагалось принять по результатам рассмотрения эскизного проекта. Президиум научно-технического совета Минобщемаша в марте 1989 г. поручил представить материалы по созданию многоразовой системы на экспертизу Межведомственной комиссии под председательством Г.П.Свищева.

Центральный институт машиностроения (Ю.А.Мозжорин) выдал в апреле заключение, в котором отметил, что "разрабатываемое направление развития транспортных систем, ставящее своей целью снижение удельной стоимости выведения полезного груза, разгрузку производственных мощностей, обеспечения всеазимутальности и повышение оперативности запусков на основе полностью многоразового использования материальной части, является перспективным и соответствует тенденции развития ракетно-космической техники.

Заслуживает поддержки стремление при завязке новой системы к максимальному использованию элементов и задела, созданного по системе "Энергия"-"Буран", с целью уменьшения затрат, сокращения сроков и снижения технического риска. Институт согласен с выводами разработчиков, что двухступенчатый комплекс вертикального старта на базе крылатых ступеней с жидкостными двигателями, осуществляющий возвращение и горизонтальную посадку в районе старта, положенный в основу многоразовой системы ГК-175 второго этапа, является наиболее рациональным принципом построения перспективной полностью многоразовой транспортной космической системы тяжелого класса.

Проработку указанных проблем целесообразно провести на уровне эскизного проектирования многоразовой системы первого этапа. Параллельно с разработкой эскизного проекта системы первого этапа необходимо выпустить техническое предложение по многоразовой системе второго этапа, а также возможным альтернативным вариантам системы на технологической и элементной базе "Энергии"-"Бурана", включая частично многоразовые системы с крылатой первой ступенью". Так заключил отраслевой лидер космических программ.

Институт Управления начальника космических средств Министерства обороны в своем заключении, которое он выдал в июне, занял аналогичную позицию, считая, что расчетные значения характеристик многоразовой системы реально достижимы и необходимо выпустить дополнение к техническому предложению по многоразовой системе, в том числе техническое предложение по системе второго этапа.

Экспертиза Междуведомственного научно-технического совета в мае 1989 г. пришла к заключению, что система ГК-175, разрабатываемая на базе задела по системе "Энергия"-"Буран", может рассматриваться как один из возможных вариантов перспективной транспортной системы тяжелого класса с вертикальным стартом. Была признана целесообразной дальнейшая проработка системы с выпуском эскизного проекта первого этапа многоразового комплекса и технического предложения по второму этапу с крылатой многоразовой первой ступенью. Совет решил рекомендовать продолжить разработку эскизного проекта по первому этапу системы ГК-175 и технических предложений по второму этапу с крылатой первой ступенью. Межведомственный совет возглавлял академик Г.П.Свищев, директор ЦАГИ. Рекомендации этого совета готовились для военно-промышленной комиссии перед планировавшимся заседанием Совета обороны.

В мае Совет обороны в части работ в этом направлении обязал государственную комиссию Совета министров по военно-промышленным вопросам к концу 1989 г. по представлению Министерства общего машиностроения и других министерств установить порядок в проведении дальнейших работ по перспективным многоразовым космическим системам, включая авиационно-космические и воздушно-космические самолеты, многоразовые крылатые ракетные блоки системы "Энергая"-"Буран". Тогда проект был направлен на заключение по обоснованности представленных в техническом предложении технико-экономических показателей в Технический центр, В.И.Багно, НИИ экономики Минавиапрома, А.С.Исаеву, Институт Министерства обороны, Э.В.Алексееву, и другие организации.

Центром было выдано заключение в июне 1989 г. Установлено, что стоимость создания многоразовой системы ГК-175 первого этапа, включая капитальные вложения, составляет 1,18-1,5 млрд. руб. Верхняя граница соответствует варианту возможной потери второй ступени в летных испытаниях и изготовление нового образца. Стоимость выведения единицы полезного груза - 572-782 рубля за килограмм, при суммарной интенсивности 6-20 пусков в год. При этом предполагалось, что работы по созданию многоразовых блоков первой ступени, модернизации двигателей второй ступени РД-0120, в том числе обеспечения его десятикратного применения, разработке разгонного блока "Смерч", финансируются в рамках программы совершенствования технических характеристик "Энергии"-"Бурана" и "Бурана-Т".

Министерство не сдавалось, и решением научно-технического совета в середине июля 1989 г. определило: работы проводить в рамках научно-исследовательских и экспериментальных программ до создания достаточного научно-технического задела и выделения необходимого финансирования. Финансирование не выделялось.

Величина потребных затрат на опытно-конструкторские работы по ГК-175, указанная в техническом предложении, была ниже определенной в этом заключении на 540-860 млн. руб. в основном за счет различий в оценке стоимости работ по авиационным системам (на 320 млн. руб.) и системе управления (на 140 млн. руб.). Вместе с тем представлялось, что стоимости работ по созданию авиационных средств, системы управления были завышены и должны быть дополнительно уточнены.

К этому времени экономический центр Минобщемаша "Агат", как придаток управленческого аппарата министерства, сформулировал новые цифры затрат на создание ГК-175. "Агат" утверждал, что затраты на создание такого рода системы составят не менее 4,6 млрд. руб. Столь существенное различие в оценках стоимости определяется, по объяснению организаций Минобщемаша, тем, что стоимость некоторых крупных работ по модернизации двигателей РД-170 и РД-0120 отнесена на программу "Энергия"-"Буран". К этому утверждению присоединился Центральный институт машиностроения Минобщемаша.

Вводилась резервная гвардия, борьба переместилась в область иллюзионно-экономических трюков. Упорно игнорируя материалы проекта, где показано, что модернизированные двигатели первой и второй ступеней необходимы при достижении максимальной грузоподъемности, до 40-50 т, а при использовании существующих двигателей без изменений грузоподъемность будет не ниже 30-35 т, в свои расчеты они закладывают стоимость модернизации как стоимость новой разработки двигателей, то есть ровно столько, сколько они "потянули" по затратам за десять лет разработки "Энергии". Логики нет - одна цель, а цель, видимо, оправдывает средства.

Стремление получить грузоподъемность выше 30 т было только потому, что ряд организаций авиационного направления утверждали, что ГК-175 не потянет и пяти тонн. Это не удивительно: в среде разработчиков крайние утверждения были с любой стороны. Эти высказывания использовали "вершители судеб" разработок как считали нужным.

Несмотря на заключения нейтральных организаций, стоимость разработки ГК-175 теперь оценивалась "потолочной" цифрой "Агата".

Проект многоразовой системы ГК-175 разрабатывали коллективы проектантов В.Н.Лакеева, В.П.Клиппы, А.Н.Бабинцева, Ю.А.Михеева, И.И.Иванова и А.Г.Решетина.

В дополнение следует заметить, что проект ГК-175 или "Энергия-2" не имел в своем составе наработок, связанных с использованием этой крылатой системы для пилотируемых полетов. Разработчики полагали, как это ранее излагалось, что многоразовая система строилась на основе обеспечения не только должной экономической эффективности, но достижения высокого уровня надежности и безопасности. В этом смысле пилотируемый вариант принципиально не отличался от базового, грузового. По предварительным проработкам в пилотируемом варианте предполагалось применение кабины-модуля. Отделяемая и спасаемая кабина с экипажем, со всеми средствами обеспечения этих функций дает возможность осуществить возврат ее из любой точки траектории полета "Энергии-2". На это отводилась существенная часть энергетики ракеты.

В проекте предусматривалось использовать кабину-модуль в необычном для космических транспортных средств качестве - как кабину экипажа, осуществляющего перегон крылатого блока Ц с завода-изготовителя на космодром или в обратном порядке воздушным путем. Дело в том, что планирующий крылатый блок позволяет так же, как и "Буран", осуществлять полет самолетного типа со взлетом и посадкой в пилотируемом режиме, при оснащении его реактивными двигателями.

Эти свойства крылатого блока Ц предстояло подтвердить дальнейшими разработками... Аналогичные разработки, с применением отделяемой кабины, велись и в США.

Разгонные блоки

В октябре 1983 г. Министерство общего машиностроения расширило круг разработчиков ракеты-носителя "Буран-Т". К разработке космического разгонного блока было подключено КБ "Салют", генеральный конструктор Д.А.Полухин. В 1984 г., в августе, подключен Красноярский машиностроительный завод. С 1985 г. этот завод должен был начать серийное производство разгонных блоков типа ДМ, 11С86, 11С861, 11С824 и унифицированных разгонных блоков на кислородно-водородном топливе с использованием двигателей 11Д56У.

Постановлением правительства в декабре 1984 г., утверждая программу на 1986-1995 гг., было предусмотрено впервые на этом уровне при создании "Буран-Т" разработать разгонный блок "Смерч". Предполагалась разработка этого блока в составе унифицированного ряда разгонных блоков на кислородно-водородном топливе: для ракеты-носителя "Протон" - 8К82К - разгонный блок "Шторм", "Вихрь" - для ракет-носителей 11К37 и РЛА-125, и "Везувий" - для ракеты-носителя "Вулкан".

В декабре 1985 г. Совет главных конструкторов рассмотрел разработанный КБ "Салют" унифицированный ряд разгонных блоков и одобрил создание двигательной установки на базе двигателя 11Д56У с ожидаемыми характеристиками на уровне характеристик американских двигателей того же периода разработки. Совет главных конструкторов обязал КБ "Салют" провести сравнительный анализ характеристик разрабатываемого и существующих зарубежных двигателей с целью последующей выработки плана действий, обеспечивающих создание двигателя на уровне лучших зарубежных образцов. Это поручение Совета не было выполнено.

В апреле 1986 г. заместителем министра В.Х.Догужиевым в целях концентрации усилий отрасли и рационального использования производственных мощностей было принято решение унифицировать космические разгонные блоки по диаметру, приняв за базу диаметр 4,1 м. КБ "Салют" и КБХМ без согласования с разработчиками "Бурана-Т" и "Вулкана" приняли к разработке для разгонного блока "Шторм" и последующих кислородно-водородных разгонных блоков другой, ранее не рассматривающийся, двигатель 11Д56УА, характеристики которого ниже, чем у 11Д56У: удельный импульс 447 единиц вместо 461 у 11Д56У.

По нашему докладу, министр О.Д.Бакланов в августе 1986 г. в Красноярске решил восстановить размеры космических блоков для этих ракет. К подготовке производственных площадей разгонный блок принимался диаметром 5,5 м и длиной 9 м. Директорам заводов было поручено подготовить соответствующие предложения по созданию заводской и стендовой баз.

В апреле 1987 г. О.Д.Баклановым было поручено КБ "Салют" выпустить дополнения к эскизному проекту разгонного блока ⌠Смерч■ диаметром 5,5 м в первом квартале 1988 г. и "Вихрь" того же диаметра - во втором квартале. При этом предусматривалось первые пуски с разгонными блоками осуществить в 1994 г. с плановыми космическими аппаратами.

КБ "Салют", продолжая свою линию, для разгонного блока носителя "Буран-Т" предложило использовать двигатель 11Д56У1, как вариант, разрабатываемый на базе все того же двигателя 11Д56УА с повышенным до 461 единиц удельным импульсом. Двигатель практически должен был быть разработан вновь. Предполагалось создать его в 1991 г. Таким образом, к 1991 г. планировалось создать два двигателя, технический уровень которых соответствовал 1960 г. И это происходило в 1987 г...

Чем объяснить эту ретро-разработку? В основе идеи лежало, прежде всего, желание провести модернизацию "Протона". Однако геометрические параметры этой ракеты позволяли разместить двигатель только вынужденно сложной конфигурации. В результате получался двигатель с чрезвычайно несовременными характеристиками. Может быть, для этой ракеты это неизбежный вариант, но зачем закладывать уродливый вариант для ракет будущего поколения? По крайней мере, по планам того времени. Было ясно, что руководство министерства не имело в планах разработки блоков для ракет супертяжелого класса.

В августе 1987 г. вышел приказ министерства об обеспечении создания кислородно-водородного разгонного блока "Шторм" для ракеты-носителя "Протон". В январе 1988 г., в соответствии с решением Государственной комиссии Совета министров по военно-промышленным вопросам и февральским приказом министра, начались работы по созданию в 1988-1992 гг. разгонного блока "Шторм" для "Протона", обеспечивающего выведение космических аппаратов массой до 3,7 т на геостационарную орбиту. В апреле были утверждены организации-исполнители и график работ.

Наше КБ было вынуждено возвратиться к разработке разгонных блоков для "Бурана-Т" и "Вулкана" собственными силами, что было утверждено приказом министра в июле 1988 г. Головным по изготовлению этих блоков был определен завод "Прогресс". Во исполнение этого приказа было разработано дополнение к эскизному проекту и в январе 1989 г. рассмотрено на Совете главных конструкторов. В проекте предусматривалось применение двигателя новой разработки РО-95 КБ А.Д.Конопатова - КБХА, которое получило от нас техническое задание в декабре 1988 г.

Отличия двигателей и компоновочных схем разгонных блоков в следующем. Двигатель 11Д56УА из-за ограничений по длине разгонного блока "Шторм" - 14С41 для ракеты-носителя "Протон" размещен в нише бака, поэтому конструкция этого двигателя отличается от базового варианта 11Д56У. Сопло двигателя обрезано и перепрофилировано с диаметра выходного сечения 1400 до 960 мм. Это привело к снижению импульса с 461 до 447,5 единиц и, как следствие, к потере массы полезного груза при его использовании в составе блока "Смерч" - 14С40 от 1,2 т (в полетах к Луне и Марсу) до 1,7 т (при выведении на геостационарную орбиту). Рулевые камеры размещены не в связке маршевого двигателя, а на корпусе разгонного блока, и двигатель не представляет собой единого целого - поставляется на сборку россыпью. Вся компоновка двигателя ориентирована на применение в специфических условиях разгонного блока "Шторм". Эти изменения и перекомпоновка двигателя привели к фактической разунификации блоков "Шторм" и "Смерч".

Компоновочная схема разгонного блока "Смерч" для "Бурана-Т", разработанная нашим КБ, отличалась от рассмотренной в эскизном проекте схемы КБ "Салют". Из-за нижнего расположения банка окислителя "Шторм" имеет неблагоприятную центровку с точки зрения управляемости как на участке выведения, так и при автономной работе. Верхнее расположение бака окислителя нашего разгонного блока предъявляет менее жесткие требования к центровочным характеристикам и позволяет уменьшить потребные управляющие воздействия двигателей для обеспечения запуска в невесомости. Отсутствие днищ сложной конфигурации и использование днищ того же радиуса, что и у блока Ц ракеты-носителя, позволяет максимально приблизиться к технологии завода "Прогресс". В новой компоновке блока, с применением сепарирующих разворотов блока относительно поперечной оси, мы максимально использовали опыт нашего КБ по исследованию поведения криогенных компонентов топлива.

Кислородно-водородный двигатель РО-95 имел тягу 10т. Тяга была оптимизирована с учетом применения этого двигателя в разгонном блоке "Везувий". Основные характеристики двигателя соответствовали уровню лучших зарубежных кислородно-водородных двигателей малой тяги. Двигатель выполнен по безгенераторной схеме, удельный импульс 475 единиц. Стендовые огневые испытания планировалось начать в 1991-1992 гг. Реальность создания такого двигателя в установленные сроки базировалась на опыте КБХА разработки и отработки двигателя РД-0120 для "Энергии", наличии сильного опытного производства, действующей стендовой базы, сложившейся развитой кооперации. Стоимостные оценки показывали преимущество безгазогенераторной схемы - меньшее количество элементов и менее напряженные параметры, которые снижают стоимость разработки и изготовления, а более высокая надежность уменьшает затраты на эксплуатацию. Все это позволило разработчикам жидкостных двигателей сделать вывод о предпочтительности безгазогенераторной схемы для кислородно-водородных двигателей перспективных космических разгонных блоков.

Безгазогенераторная схема и схема с дожиганием генераторного газа сравнивались по эффективности при выборе двигателей с суммарной тягой 9,1 т. В случае меньшей тяги двигателя некоторое увеличение массы полезного груза обеспечивает безгазогенераторная схема, а при большей тяге - схема с дожиганием генераторного газа. Схема с использованием газогенератора без дожигания генераторного газа значительно уступает им по энергетическим характеристикам. Такой же вывод можно сделать из сравнения удельного импульса тяги, который обеспечивают двигатели американских фирм "Рокетдайн", "Пратт-Уитни" и "Аэроджет". Все три двигательные фирмы, как это уже отмечалось, основное внимание уделяют двигателям, использующим безгазогенераторную схему. Если в первых проработках по этим двигателям давление в камере сгорания ограничивалось диапазоном 85-100 атм., то в последние годы наблюдалась тенденция к увеличению давления в камере - более 140 атм. Таким образом, давление в камере сгорания двигателей, построенных по безгазогенераторной схеме, вышло на уровень характеристик двигателей АСЕ (ASE) с дожиганием генераторного газа.

Наблюдалась выраженная тенденция к увеличению геометрической степени расширения сопла. Если у двигателя АСЕ она составляла 400, то, согласно проработкам 1983 г., геометрическая степень расширения у ряда двигателей безгазогенераторной схемы вышла на уровень 1200-1300. Увеличение геометрической степени расширения сопла осуществлялось почти без увеличения массы двигателей. За счет использования двух выдвижных сопловых насадков длина двигателей с геометрической степенью расширения 1300 была даже уменьшена до 1,02 м в нерабочем состоянии. За счет использования высокой степени расширения газа в соплах, совершенства процессов в камере сгорания и сопле, а также повышенного подогрева водорода в рубашке охлаждения и высокой регенеративной добавки удельный импульс тяги перспективных космических двигателей был увеличен с 476 с, как у АСЕ, до 492 с, как в последних проработках фирмы "Рокетдайн".

Большинство вариантов двигателей имеют тягу 6,8 т. Эта тяга считается оптимальной для двигателей космических разгонных блоков с начальной массой 29,5-45,4 т в случае быстрой транспортировки полезных грузов на геостационарную орбиту. Результаты более ранних проработок свидетельствовали о слабой зависимости массы полезного груза от тяги двигателей в диапазоне тяг от 4,5 до 11 т, с начальной массой блоков 29,5-45,4 т.

Фирма "Аэроджет" в последних проработках рассматривала двигатели с тягой 1,36 т. Специалисты фирмы считали, что использование связки из четырех таких двигателей выгоднее, чем одного с тягой 6,8 т, как с точки зрения безопасности, так и компоновки на разгонном блоке. Масса четырех двигателей с тягой по 1,36 т мало отличается от массы одного двигателя с тягой 6,8 т.

В проработках всех трех двигателестроительных фирм предусматривается дискретное дросселирование двигателей по тяге в широком диапазоне путем использования трех режимов: номинального, пониженного с работающим турбонасосным агрегатом, а также пониженного подбаковым давлением с отключенными основными и бустерными насосами. Наличие трех режимов работы существенно упрощает эксплуатацию двигателей в космических условиях при многократном включении маршевого двигателя в ходе одного полета.

Для создания сверхтяжелых ракет-носителей в США позднее разрабатывались новые космические разгонные блоки и межорбитальные буксиры с криогенными жидкостными двигателями тягой 11,8 и 22,7 т для замены кислородно-водородного двигателя РЛ-10 фирмы "Пратт-Уитни".

В феврале 1989 г. Главное управление Ю.Н.Коптева утверждает у В.Х.Догужиева, министра общего машиностроения, решение по вопросу разработки кислородно-водородного двигателя для унифицированного ряда разгонных блоков. Решение формировалось с привлечением всех институтов отрасли, КБ разработчиков разгонных блоков и двигателей. В решении утверждалось, что двигатель 11Д56У КБ химического машиностроения (главный конструктор Н.И.Леонтьев) с уровнем тяги 7,5 т - близок к оптимальному. Удельный импульс 461-466 единиц превышает удельные импульсы эксплуатируемых в то время кислородно-водородных двигателей США (444 единицы), Франции (442 единицы), Китая (425 единиц) и Японии (449 единиц). Следует отметить, что приведенные характеристики "эксплуатируемых" двигателей - двадцатилетней давности.

Далее в решении отмечалось, что вновь разрабатываемый 11Д56У уступает этим двигателям по массовым характеристикам в среднем лишь на 30 %. "В последнее время, - все же отмечено в документе, - в США создан демонстрационный прототип двигателя с удельным импульсом 476 единиц". Дальше - пространное объяснение по сравнительной стоимости. Приведены данные энергопотерь при применении двигателя 11Д56У - они составляют всего 2-4 % от массы полезного груза. Отмечено главное - новые полезные нагрузки для ракет-носителей "Буран-Т" и тем более "Вулкана" находятся только в стадии проработки. И это действительно так. Дело в том, что, двигаясь строго по ранее намеченному пути унификации двигателей и разгонных блоков, можно было бы создать мощнейшую базу для расширения возможностей ракет-носителей "Протон", "Буран-Т", 11К37, "Зенит" и "Вулкан". Разработчики "Бурана-Т", "Вулкана", PJIA-125 рассчитывали, что при появлении высокоэффективного разгонного блока для "Протона" по ходу решится один из пунктов - с крупными космическими платформами - общей программы освоения Луны, Марса и геостационарной орбиты. Мы считали, что с разработкой такого блока окончательно и положительно решается проблема межпланетного разгонного блока, но реализовать перспективную конструкцию долгосрочной программы на решениях "глубокой старины", по крайней мере, нерационально.

Далее, решение рекомендовало применение двигателя 11Д56У, который при некоторых условиях мог быть несколько улучшен, и открытие научно-исследовательской экспериментальной работы по созданию перспективного двигателя. Учитывая, что ракета-носитель "Протон" более дешевая, чем "Буран-Т", документ обязывал отработать вопросы создания такого рода блоков на этой ракете, обеспечив доработку стартового комплекса под размещение криогенного водорода, с вводом в 1991-1992 гг.

Мое письменное возражение с доводами в пользу разработки современного двигателя министр оставил без ответа.

Работы по выдаче исходных данных для наших смежных организаций, выпуску конструкторской документации, согласованию и завершению оформления графиков создания разгонного блока нами продолжались. Проект решения Государственной комиссии по военно-промышленным вопросам и генеральный график в согласованном виде был направлен в министерство в июне 1989 г. В июле министерство вернуло все материалы, аргументируя отказ отсутствием финансирования и согласованной программы целевого использования. Окончательное оформление разработанных графиков в данное время министерство считало нецелесообразным. Дальнейшие работы по разгонному блоку и грузовому контейнеру предлагалось проводить в рамках создания спутниковых систем связи.

Отказ в выпуске правительственного документа, регламентирующего и организующего разработку ракеты "Энергия" в транспортном варианте или, по старому наименованию, "Бурана-Т", означал в переводе на понятный всем язык - прекращение работ в этом направлении. Следует подчеркнуть, что выбор типа разгонного блока для "Энергии" и двигателя для него были не локальной задачей в программе. Если нет транспортной системы - разгонного блока, то нет и ракеты. Разгонный блок - третья ступень ракеты - это основная часть комплекса. Известно, что для связных, телевизионных и других космических аппаратов нужна геостационарная орбита. Например, ракета-носитель ⌠Зенит■ без третьей ступени бедна, так как задачи двухступенчатых ракет имеют строгие границы.

Таким образом, борьба за разгонный блок - это борьба за перспективу ракеты. Разгонный блок для "Энергии" был "замотан" умнейшим аппаратом министерства... Оставалась небольшая надежда на связную платформу...

Тучи над "Энергией" сгущались...

В августе 1985 г. правительство, рассматривая состояние работ по подготовке и проведению летных испытаний многоразовой космической системы "Буран", работ по целевому использованию этой системы и созданию на ее базе перспективных ракетных комплексов, обязало основательно развернуть конструкторские работы по созданию унифицированных сверхтяжелых космических ракетных комплексов "Буран-Т" и "Вулкан". Постановление обязывало в первом квартале 1986 г. представить на утверждение проект постановления о разработке и изготовлении "Бурана-Т" и "Вулкана", об этапах и сроках решения целевых задач с использованием этих ракетно-космических комплексов. Этим же постановлением Министерство обороны было обязано в трехмесячный строк выдать в установленном порядке техническое задание на разработку "Бурана-Т" и "Вулкана".

В январе 1986 г. правительство, рассматривая программу работ по созданию информационных космических систем и средств выведения, еще раз подтвердило сроки проведения работ по "Бурану-Т" и представления в 1986 г. плана по "Вулкану". В связи с появлением предложения КБ "Южное" (генеральный конструктор В.Ф.Уткин) о разработке ракеты-носителя 11К37, создаваемой на базе "Зенита" - 11К77, с грузоподъемностью не меньше РЛА-125 - "Грозы", было предложено выбрать тип ракеты-носителя тяжелого класса в 1986 г. по результатам эскизного проектирования альтернативных вариантов. Направление на разработку тяжелых носителей с вступлением на арену мощной конструкторской организации, которая владела убедительной базой - "Зенитом", затверждалось основательно.

Мы, считая, что до выпуска постановления о разработке и изготовлении ⌠Бурана-Т■, которое должно было быть представлено на утверждение в первом квартале 1986 г. во исполнение августовского постановления 1985 г., необходимы организующие документы типа приказов министра и решений военно-промышленной комиссии, в октябре 1985 г. подготовили проекты документов и направили в министерство. Однако оно отказалось выпускать такого рода инициативные документы, считая целесообразным начать оформление с решения Военно-промышленной комиссии после выпуска постановления по "Бурану-Т" в первом квартале 1986 г. Это было первым ударом.

В марте 1986 г. основные, а в июле дополнительные документы с проектом Постановления о порядке и сроках проведения работ по созданию универсального космического ракетного комплекса "Буран-Т" и мероприятий по обеспечению его создания, согласованные всеми пятнадцатью министерствами и ведомствами, участвующими в разработке, были направлены в Военно-промышленную комиссию Совета министров. В проекте были указаны следующие сроки проведения летных испытаний универсального космического ракетного комплекса "Буран-Т": по первому этапу - выведение на опорную орбиту космических объектов массой 102 т в 1988-1991 гг., по второму этапу - начало испытаний с грузовым транспортным контейнером в 1991 г. и с разгонным блоком "Смерч" в 1995 г. Проект был возвращен аппаратом комиссии в декабре 1987 г. в связи с тем, как говорилось в письме, что он не согласован с генеральным заказчиком. Это происходило после первого пуска "Энергии" в мае 1987 года. Вариантом ракеты 6СЛ был, по сути, "Буран-Т" с грузом, имеющим свой двигатель довыведения. Летные испытания начались, а директивного документа нет. Такое искусственное для сложившейся системы руководства космической промышленностью положение, когда не выполняются директивные указания правительства, в общем-то, не ново, но оно возможно только при условии, что не осуждается лидерами в государственном масштабе.

Формальной причиной несогласования проекта постановления о разработке "Бурана-Т" Управлением начальника космических сил Министерства обороны было разное представление о возможности принятия на вооружение такой долгосрочной разработки, как эта система. Руководство управления считало, что принятие на вооружение ракеты-носителя возможно только с каким-либо спутником, разработанным для этой ракеты. Такая постановка не нова в нашей системе, она рождена в то время, когда боевая ракета, естественно, сдавалась на вооружение с боевой головной частью и зарядом, что и оговаривалось в техническом задании на разработку. Применительно к транспортным космическим средствам, тем более универсальным, это понятие было условным. Но из-за этой условности знаменитая ракета-носитель ⌠Протон■ не принималась на вооружение в течение десяти лет. Могут возразить, что задержка в приемке на вооружение тогда имела субъективный оттенок под прикрытием этого понятия. На это была чья-то воля.

Кроме того, в основе было желание нового вида войск - Космических сил, отделенного от Ракетных войск стратегического назначения, иметь "собственные" ракеты. Это стремление основательно и твердо поддерживалось разработчиками космических аппаратов. В структуре любой рождающейся космической системы ракета-носитель обозначалась "маленькой пуговичкой", которая даже свой индекс изменяла в угоду этой системе. В этом главным идеологом, конечно, было военное управление, которое боролось за статус "Командующего" Космических сил.

Космические аппараты, по мнению разработчиков носителей, должны в своей основе разрабатываться с учетом возможности их запуска на различных носителях подходящего класса. Жесткая привязка канонизирует космическую систему...

Заседание научно-технического совета Минобщемаша состоялось в августе 1988 г. Совет, в соответствии с решением Государственной комиссии Совмина по военно-промышленным вопросам от 25 мая 1988 г., должен был определить свое отношение к техническим предложениям по многоразовой воздушно-космической системе, которая, по определению комиссии, позволит на ее базе создать задел для сверхтяжелых перспективных средств выведения. Для обсуждения были представлены доклады Б.И.Губанова о многоразовой системе на базе "Энергии", В.Ф.Уткина о новой разработке трехблочной конструкции на базе ракеты "Зенит", Д.А.Полухина о модернизации ракеты-носителя "Протон" и экспертные оценки ЦНИИМаша (докладывал Ю.А.Мозжорин) и ЦНИИ-50 (Э.В.Алексеев). Дополнительно выступили с предложениями Тимченко о многоразовом носителе на базе "Бурана" и Клинышкова о ракете среднего класса грузоподъемности, так называемой 55-й. Вел заседание министр В.Х.Догужиев. Он предложил заслушать доклад Б.И.Губанова первым, так как "от предложений по идеологии может зависеть дальнейший ход обсуждения..."

Наша позиция, изложенная на Совете и представленная рабочей группе, сводилась к следующему.

В рамках программы "Энергия"-"Буран" разработаны и созданы уникальная стендовая и производственная базы для изготовления и испытаний крупногабаритных ракетных блоков на криогенных компонентах, технические и стартовые комплексы, мощные двигатели, специальные авиационные средства для перевозки блоков больших масс, посадочный комплекс орбитального корабля. Начаты летные испытания ракеты-носителя "Энергия". Однако радикальные изменения возможностей ракетно-космических транспортных систем происходят в отрыве от полезных нагрузок. Разработка космических аппаратов идет по пути использования устаревших носителей. Не реализуется прогрессивная идея создания космических аппаратов для комплексного решения задач научного и хозяйственного значения. Корабль многоразового использования как транспортное средство малоэффективен. Выгоднее иметь полностью многоразовое средство, а не часть его. С целью рационального использования накопленного потенциала предлагалось создать полностью многоразовую систему грузоподъемностью 30-50 т. Разработку планировалось вести в два этапа с использованием сложившейся кооперации:

- на первом этапе провести опытно-конструкторские разработки многоразовой крылатой второй ступени на базе блока Ц и четырех спасаемых блоков А;

- на втором этапе разработать многоразовую систему с двумя крылатыми ступенями большого диаметра (7,7 м).

Многоразовая воздушно-космическая система с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой ступеней полностью использует весь созданный уникальный комплекс, который наряду с носителем "Зенит" и тяжелым носителем ⌠Энергия■ обеспечит решение в широком диапазоне масс полезных грузов.

Переход на унифицированные ракетные блоки большого диаметра позволит создать предпосылки сверхтяжелых перспективных средств выведения. Например, на базе двух крупногабаритных блоков первой ступени и блока Ц может быть создан носитель типа "Вулкан" грузоподъемностью 200 т, а при удвоении количества этих блоков и увеличении длины блока Ц - носитель грузоподъемностью до 500 т, для пилотируемых и непилотируемых полетов на Марс и другие планеты.

В докладе нами было заявлено, кроме всего, что разработки перспективного плана грузовых модификаций типа "Буран-Т" на базе ракеты "Энергия" фактически закрываются, потому что Космические силы Минобороны уже отозвали техническое задание. "Буран-Т", а по существу, по структуре - это "Энергия" 6СЛ, которая уже заявила о своем рождении безукоризненным полетом в мае 1987 г., стала ненужной... Нашим докладом на этом заседании впервые "общенародно" ставится на обсуждение расширенный перспективный ряд ракет-носителей тяжелого и сверхтяжелого классов.