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...    

Далее...