Международная ракета-носитель

   Идея создания сверхтяжелой ракеты-носителя совместными усилиями нашей страны и Америки родилась у американских специалистов. Главным проводником и автором был Дж.Томпсон, "тот самый", который участвовал в разработке ракеты-носителя "Сатурн", работая в команде В.Брауна. Идея представляется весьма плодотворной не только потому, что обе страны имеют реальный технический задел и подготовленные по программам "Энергия" и "Спейс Шаттл" промышленные и стендовые базы, но и в плане объединения усилий для решения в космосе новых задач в интересах всего человечества и, прежде всего, народов наших стран, в интересах дальнейшего проникновения человека в космос, решения глобальных экологических и других актуальных и насущных проблем. К ним, в первую очередь, относятся использование солнечной энергии, передаваемой из космоса большими космическими электростанциями, и постепенная замена ископаемых энергоносителей практически неиссякаемой солнечной энергией. Это тем более актуально в связи с ограниченными земными запасами нефти, газа, угля, а также и заметным ухудшением экологии из-за сжигания природного топлива в атмосфере. Использование солнечной энергии из космоса может оказаться столь грандиозной задачей, что она надолго объединит усилия многих стран.
   Создание сверхтяжелой ракеты-носителя могло бы стать шагом к осуществлению полетов не только на Луну, но и в первую очередь на Марс.
   Совместный проект ведущих космических стран с участием других стран мог бы стать не только триумфом человеческого интеллекта, но и мощной объединяющей в политическом и экономическом отношениях силой.
   Суть идеи заключается в разумной компиляции высоких достижений в конструкциях сверхтяжелых ракет обеих стран.
   Ракета-носитель, названная нами "международной", в американской терминологии IHLLV - International Heavy Lift Launch Vechile, состоит из шести кислородно-керосиновых ракетных блоков первой ступени и одного кислородно-водородного блока второй ступени. Ракетные блоки первой ступени заимствуются от ракеты-носителя "Энергия", с минимальной модернизацией, обусловленной особенностями их функционирования в составе ракеты IHLLV. Каждый блок имеет один двигатель РД-170 и рабочий запас топлива около 310 т. Все средства их спасения, применяемые для многоразовых блоков "Энергии", исключены из состава. Масса одноразовых блоков первой ступени на 10-14 т меньше многоразовых и на момент отделения (по окончании их работы в конце первой стадии полета) составляет 50-55 т.
   Следует отметить, что в составе ракеты-носителя IHLLV ракетные блоки первой ступени имеют скорость в конце их работы, в момент отделения от центрального блока второй ступени, около 1,9 км/с - близкую к аналогичной скорости движения блоков в составе "Энергии" (1,8 км/с), что обеспечивает принципиальную возможность их спасения, если это станет целесообразным в рамках рассматриваемого проекта.
   Кислородно-водородный бак второй ступени ракеты IHLLV - новой разработки. Его особенность в том, что габариты бака увеличены по сравнению с подвесным топливным отсеком "Спейс Шаттла" и центральным блоком "Энергии". Диаметр 10,1 м, а не 7,7, длина около 60 м. Изготовление блока диаметром 10,1 м на наших заводах требует дополнительного оснащения, на заводах же, где изготавливались корпуса и баки "Сатурна" в Соединенных Штатах,- существенно меньше. Диаметр 10,1 м соответствует диаметру ступени "Сатурн-5".
   В двигательной установке блока второй ступени используются шесть перспективных двигателей СТМИ (STME), разрабатываемых по программе НЛС (NLS) для ряда перспективных тяжелых ракет-носителей. Рабочий запас кислородно-водородного топлива составляет 1280 т, что в 1,8 раза превышает рабочий запас топлива подвесного отсека "Спейс Шаттла".
   Было рассмотрено два варианта размещения блоков первой ступени на центральном блоке: равномерное вокруг блока второй ступени и попарное, параблоками, в трех точках через 120° вокруг центрального блока. В связи с удачным совпадением оптимальных энергетических соотношений величин суммарной тяги первой и второй ступеней, которые ориентированы на шестиблочную конструкцию, с учетом "горячего" резервирования, и существующей трехлучевой схемы газоходов наземного старта "Энергии" принято равномерное размещение блоков первой ступени. При этом решении каждый газоходный канал равномерно загружается газовым потоком двух работающих двигателей РД-170, что дало возможность использовать старты "Энергии" практически без модернизации. Отметим, что стенд-старт применим без сомнений, поскольку он проектировался с учетом возможности пуска с него ракеты "Вулкан".
   При параблочном распределении блоков первой ступени сохраняются все средства силовой стыковки их с центральным, полностью используются средства их разделения при снижении. Упрощается логика управления полетом.
   Полезный груз ракеты IHLLV устанавливается сверху на блоке второй ступени -на баке окислителя, через переходной отсек. При необходимости полезный груз может быть защищен головным обтекателем от воздействия скоростного напора при выведении.
   Для доставки полезных грузов с низких орбит, на которые они выводятся ракетой-носителем, на высокие рабочие орбиты, включая геостационарную, к Луне и планетам Солнечной системы, применяется кислородно-водородный разгонный блок, размещаемый вместе с полезным грузом под головным обтекателем. При наличии разгонного блока возможно его использование для довыведения на опорную орбиту и отделение блока второй ступени, с некоторым недобором скорости до орбитальной. В этом случае блок второй ступени не выходит на опорную орбиту и падает по трассе полета в заранее определенный район, в зависимости от недобора скорости.
   В качестве маршевых двигателей предусматривается использовать перспективный кислородно-водородный двигатель фирмы "Пратт Уитни", разрабатываемый по программе НЛС для замены РЛ-10.
   В зависимости от задач полета ракеты-носителя возможно осуществление прямого выведения на опорную орбиту с выходом на нее блока второй ступени либо выведения на промежуточную орбиту.
   Стартовая масса ракеты-носителя IHLLV около 3820 т. Суммарная тяга двигателей 5690 т. Длина ракеты с головным блоком 86 м, в варианте с разгонным блоком - около 95 м, диаметр в пакете 18 м. Приводная масса полезного груза на опорной орбите высотой 200 км при прямом выведении - 205 т, при использовании разгонного блока - 222 т. В расчетах приняты удельные импульсы РД-170: 308 и 336 с соответственно на Земле и в вакууме, для СТМИ - 350 и 440. При этом для двигателя СТМИ учитывалась возможность увеличения тяги до 294 т в пустоте, которая в последнее время показывалась разработчиками двигателя.
   К 1993 г. двигатель РД-170 подтвердил двадцатикратный запас ресурса и надежность в полете не ниже 0,995. Эти характеристики обеспечивают высокую надежность ракеты-носителя с большим, чем у "Энергии", количеством блоков первой ступени.
   Имеющиеся конструктивные запасы двигателя РД-170, подтвержденные в ходе его отработки, по давлению в камере сгорания, по располагаемой мощности турбонасосного агрегата позволяют при необходимости осуществить его форсирование по тяге до 5%, с некоторым снижением удельного импульса тяги. Это форсирование может быть реализовано практически путем некоторого увеличения критического сечения камеры сгорания и регулировок агрегатов двигателя, естественно, с экспериментальным подтверждением.
   Кислородно-водородный маршевый двигатель СТМИ планировался для использования на всех ступенях носителей национальной транспортной системы США. В октябре 1991 г. фирмы "Аэроджет пропалшн", "Рокетдайн" и "Пратт Уитни" объединили свои усилия, отказавшись от разобщенной деятельности. Совместная разработка преследовала цель использования сильных сторон отдельных фирм, НАСА планировало заключить контракт, предполагалось, что первое стендовое огневое испытание полностью собранного двигателя СТМИ будет в 1996 г., а первое летное испытание, в рамках национальной программы,- в конце 90-х гг., в составе малоразмерной ракеты.
   Двигатель СТМИ работает по газогенераторной схеме, с подводом газа после турбин в закритическую часть сопла. Камера сгорания и часть сопла, прилегающая к критическому сечению, охлаждаются регенеративным способом. В составе двигателя отсутствуют бустерные насосы. Система построена по простой открытой схеме, сохраняющей работоспособность при двух отказах. Особенностью этого двигателя является низкая стоимость и высокая надежность, достигаемые благодаря энергомассовым характеристикам .
   Принципиально может быть применен кислородно-водородный двигатель РД-0120 ракеты-носителя "Энергия", который по удельным характеристикам не уступает двигателям СТМИ.
   Запуск маршевых двигателей первой и второй ступеней осуществляется с Земли. Такая схема запуска обеспечивает максимальную начальную тяговооруженность и наибольшую вероятность успешного старта, так как позволяет прекратить запуск выключением всех двигателей или осуществить повторный пуск в случае, если какие-либо двигатели не включатся или будут замечены отклонения в их работе. Старт ракеты осуществляется без удержания на пусковом устройстве.
   Примерно с 30-й секунды полета маршевые двигатели блока второй ступени переходят на режим 70% номинальной тяги, который продолжается практически до конца работы первой ступени. Этот режим позволяет экономить топливо второй ступени и обеспечивает увеличение массы выводимого полезного груза.
   На участке полета первой ступени в зоне прохождения максимального скоростного потока производится дросселирование двигателей РД-170, ограничивая скоростной напор в пределах до 3 т/м²; аналогично выдерживается ограничение продольной нагрузки не выше трех единиц.
   Выключение двигателей боковых блоков производится попарно, по сигналу об окончании компонентов топлива в одном из боковых блоков.
   При снижении на траектории скоростного напора до 10 кг/м головной обтекатель разделяется по продольному стыку и сбрасывается. Отделившиеся створки падают на расстоянии 500-600 км от старта по трассе полета.
   Полное выключение двигателей СТМЭ производится после набора заданной скорости.
   Максимальная грузоподъемность при старте с полигона Космического центра имени Кеннеди и выведении с довыведением на опорную орбиту составляет 237 т.
   Существенное влияние на грузоподъемность оказывает удельный импульс двигателей второй ступени. Например, использование двигателей типа РД-0120 с пустотным импульсом 455 с вместо двигателей СТМИ, имеющих значение импульса около 440 с, приводит к увеличению грузоподъемности ракеты-носителя на 18-20 т.
   Количество двигателей практически не приводит к снижению грузоподъемности. Шесть двигателей на второй ступени - это горячий резерв для повышенной вероятности успешного выведения при возможном отключении одного из двигателей при выходе его из строя.
   Меньшее влияние на грузоподъемность оказывает совершенствование конструкции блоков первой ступени.
   Созданный для "Энергии" технический комплекс может быть использован полностью для подготовки к пуску, окончательной сборки блоков и ракеты целиком. Монтажно-испытательные корпуса оснащены мостовыми кранами грузоподъемностью от 10 до 400 т, с регулируемой скоростью движения и подъема грузов. Транспортные коммуникации технического комплекса включают железные и автомобильные дороги, специальный железнодорожный путь (ширина колеи 20 м) для установщика ракеты-носителя.
   При перегрузках "пакета", масса которого со стартово-стыковочным блоком достигает 700 т, осуществляется совместная работа 400-тонных кранов. Максимальный поперечный размер пакета - до 18 м - не является критическим.
   По аналогии с "Энергией" технология подготовки в техническом комплексе Байконура ракетных блоков обеих ступеней ракеты-носителя IHLLV, головного блока и всей ракеты в целом будет включать основные операции по окончательной сборке блоков первой и второй ступеней, сборку "пакета", испытание блоков и ракеты целиком, подготовку к транспортировке, хранение и регламентные работы на собранных ракетах. Космические аппараты, разгонный блок, головной обтекатель доставляются в монтажно-испытательный корпус полезной нагрузки, где проходят комплексные испытания в необходимом объеме, а также сборку и подготовку к транспортировке. В монтажно-заправочном комплексе с ракетой и ее составными частями проводятся работы, связанные с заправкой и оснащением средств взрывоопасными компонентами.
   В целом стартовый комплекс и стенд-старт, несмотря на значительные отличия в характеристиках и конструкции ракет IHLLV и "Энергия", смогут обеспечить пуск сверхтяжелой ракеты при незначительной модернизации.
   Из-за увеличения суммарной тяги двигательной установки ракеты-носителя IHLLV по сравнению с "Энергией" возрастет выход акустической энергии, что приведет к возрастанию акустических нагрузок по высоте ракеты. В этой связи подача воды при старте этой сверхтяжелой ракеты обязательна.
   Здание вертикальной сборки (VAB) технического комплекса в Центре имени Кеннеди было построено для программы "Сатурн-Аполлон" и приспособлено для сборки "Спейс Шаттла". Здание - одно из крупнейших в мире - занимает площадь 3,3 га, его высота 160 м, длина - 218, ширина - 158. В этом здании насчитывается более 70 подъемных устройств, включая два мостовых крана грузоподъемностью по 227 т, есть дополнительный кран, грузоподъемность которого 157 т. Габаритные размеры здания, дверных проемов, грузоподъемность кранов могут обеспечить работу с ракетными блоками ступеней, сборку "пакета", установку головного блока и другие работы по сборке, испытаниям и подготовке к пуску ракеты-носителя.
   Подвижная пусковая установка - мобильная стартовая площадка - является двухэтажной стальной конструкцией высотой 7,6 м, длиной 48,8 м, шириной 41,1 м; она перемещается на гусеничных траках. Масса платформы 3733 т, а с полностью заправленным "Спейс Шаттлом" - 5761 т. Предварительные исследования показывают техническую осуществимость варианта запуска IHLLV с мыса Канаверал со стартового комплекса "Спейс Шаттла". Однако пуск с действующего стартового комплекса во Флориде потребует значительных доработок его наземных систем.
   Доставка ракетных блоков первой и второй ступеней этой сверхтяжелой ракеты-носителя является одним из проблемных вопросов.
   В случае, когда пуски осуществляются со стартового комплекса космодрома Байконур, блоки первой ступени могут транспортироваться с заводов-изготовителей железной дорогой - вариантом, отработанным при транспортировке блоков "Энергии".
   Блок второй ступени в полностью собранном виде, как предпочтительная схема доставки и сборки, может быть транспортирован на внешней подвеске "Мрии" - тяжелого транспортного самолета Ан-225. Масса и длина блока второй ступени не являются критическими для перелетов на Ан-225, однако транспортировка блока диаметром 10,1 м требует, естественно, практической реализации.
   Если по результатам дальнейших проработок окажется целесообразным осуществлять транспортировку на тяжелых транспортных самолетах типа "Боинг-747", которыми располагают Соединенные Штаты, должно оставаться в силе основное требование целесообразности доставки блока к месту сборки в пакет - в окончательно собранном виде. Транспортировка головного обтекателя или его полустворок, разгонного блока и полезного груза на космодром Байконур может быть осуществлена, что следует из результатов проработок, на Ан-225 с заводов-изготовителей, расположенных как на территории нашей страны, так и на территории Америки.
   Если пуски сверхтяжелой ракеты осуществляются со старта Космического центра им.Кеннеди, то проблема транспортировки упрощается. Вторая ступень может быть доставлена традиционным путем - водным транспортом. Грузы, изготавливаемые в нашей стране, например, блоки первой ступени могут транспортироваться самолетом Ан-225. При этом на внешней подвеске одновременно транспортируются два блока.
   Оценки возможных сроков создания сверхтяжелой ракеты-носителя IHLLV показывают, что определяющими будут сроки создания блока второй ступени и двигателя СТМИ. Значительное время может потребоваться для доводки двигателя и подтверждения его надежности. Для ускорения процесса создания ракеты могут быть рассмотрены для первого этапа существующие двигатели типа ССМИ и РД-0120.
   Программа создания сверхтяжелого носителя, включающая в себя организацию совместных проектно-конструкторских структур и международной кооперации, опытно-конструкторскую разработку ракеты, ракетных блоков, двигателя СТМИ, разгонного блока, наземных средств, проведение автономных и стендовых испытаний двигателей и блоков, подготовку наземной инфраструктуры к проведению летных испытаний, займет 7-8 лет (до начала летных испытаний).
   Основной проблемой создания ракеты-носителя IHLLV является проблема организации. Создание ракеты потребует объединения усилий предприятий и организаций многих стран мира. Такой грандиозный проект может быть реализован только при создании международной организации. Что касается технических и технологических проблем, то они не носят фундаментального характера и могут быть успешно решены инженерными усилиями.
   Дело, как всегда в ракетно-космической технике,- за политиками.