Книга НПО "Энергия" перспектива

На основе научно-технического опыта по созданию орбитального корабля "Буран" и системы "Энергия-Буран" в целом, а также максимального многолетнего опыта по созданию пилотируемых космических средств в НПО "Энергия" в 1984-1993 гг. по указанию главного конструктора Ю.П.Семенова были параллельно развернуты поисковые и проектно-конструкторские разработки в направлении развития и совершенствования ракетно-космических комплексов, экономически эффективно сочетающих применение как одноразовых, так и многоразовых транспортных ракетных и космических средств для решения всех целевых задач. Приоритет отдавался решению задач транспортно-технического обслуживания и повышения эксплуатационной эффективности орбитальных комплексов типа "Мир", замены одноразовых кораблей типа "Союз" и "Прогресс" и применения средств выведения как с вертикальным, так и с горизонтальным стартом. Результатом указанных разработок было определение технического облика, основных характеристик и общей концепции многоразовых кораблей малой размерности ОК-М (ОК-М, ОК-М1. ОК-М2) с начальными массами от 15 до 32 т.

Аэродинамическая схема пилотируемого многоразового корабля ОК-М (начальная масса 15 т) аналогична аэродинамической схеме корабля "Буран". Его основные конструктивные элементы: цельный неразрезной фюзеляж, включающий кабину экипажа и грузовой отсек пенального типа, крыло двойной стреловидности, снабженное элевонами; вертикальный стабилизатор с рулем направления; носовое и основное колесное шасси. Внешняя поверхность корабля ОК-М была покрыта плиточным теплозащитным покрытием на основе материалов, разработанных для корабля "Буран". Носовой "кок" выполнен открывающимся, из материала углерод-углерод, под ним в носовой части фюзеляжа размещен стыковочный агрегат андрогинного типа. Двигательная установка, состоящая из 36 ЖРД трех энергетических уровней (топливо АТ-НДМГ) и вытеснительной системы подачи топлива, размещалась в двух мотогондолах хвостовой части фюзеляжа и в носовом "коке". Система управления корабля ОК-М реализовывалась на основе бортового вычислительного комплекса типа примененного на корабле "Союз ТМ".

Электропотребление корабля составляло в среднем 2,5 кВт и обеспечивалось системой электроснабжения, состоящей из 16 аккумуляторных батарей общей емкостью 1000 Ач. Предусматривалась возможность использования солнечных батарей площадью до 25 м². Элементная база, схемные и аппаратурные решения, программно-логические принципы системы управления, радиотехнического комплекса, системы жизнеобеспечения и других систем были основаны на реализованных космических разработках. Агрегатирование, конструкция, технология изготовления и сборка корабля ОК-М предусматривали максимальное использование производственной и экспериментальной базы космических отраслей промышленности. Менее напряженным по основным целевым характеристикам и более устойчивым к изменениям величин масс реальных грузопотоков на долговременные орбитальные комплексы и обратно является многоразовый орбитальный корабль массой до 32 т. Такой начальной массой обладают перспективные корабли ОК-М1 и ОК-М2. Планеры этих кораблей выполнены по схеме "летающее крыло" со складными консолями двойной стреловидности в плане, которые крепятся к средней части фюзеляжа. Основные проектно-конструкторские решения по планеру были разработаны совместно со специалистами НПО "Молния" (Г.Е.Лозино-Лозинский). С учетом увеличенных габаритов кораблей повышена тяга орбитальных двигательных установок, работающих на компонентах жидкий кислород + керосин (ОК-М1) и жидкий кислород + этанол (ОК-М2), повышена мощность СЭС, которая для этого случая содержала две независимых системы: низковольтную на базе электрохимических генераторов (три генератора мощностью 7 кВт каждый) - для питания потребителей, кроме рулевых систем; высоковольтную систему на базе химических литиевых источников тока - для питания рулевых систем (номинальное напряжение 270 В и пиковая нагрузка до 60 кВт).

Задачи управления кораблями ОК-М1 и ОК-М2 решались с помощью бортового комплекса управления, включающего системы управления движением и навигации, управления бортовой аппаратурой и другие системы. При этом СУДН представляла дальнейшее развитие аналогичных разработок НПО "Энергия" и строилась по принципу корректируемых бесплатформенных инерциальных систем с использованием мощных вычислительных средств (бортового вычислительного комплекса). Системы жизнеобеспечения и терморегулирования строились по принципу преемственности с системами ОК "Буран". Существенным отличием корабля ОК-М1 являлась его ориентация на параллельное силовое сопряжение с ракетно-космическим комплексом и размещение в хвостовой части корабля двух маршевых трехкомпонентных ЖРД с высотными сопловыми насадками.

Значительный интерес мировой космонавтики к кораблям малой размерности в этот период времени подтверждался зарубежными проектами А13У, Н1-20, "Крузер", "Гермес", "Зенгер" - ОК "Хорус", "Хоуп" и др. С учетом ближайших перспектив (1995-2000 гг.) в качестве возможных средств выведения многоразовых кораблей малой размерности рассматривались универсальные экологически чистые одноразовые ракеты-носители "Зенит", "Энергия-М" и многоразовая крылатая разгонная ступень вертикального старта на базе корабля "Буран". Параллельно оценивалась возможность использования транспортного самолета-носителя (типа "Руслан" или "Мрия") в качестве 1 ступени авиационно-космической системы при организации "воздушного старта" II ступени (разгонной ракеты) с целью получения технических преимуществ прежде всего по оперативности и всеазимутальности пусков, а также стартов со многих аэродромов. Выполненные сравнительные расчеты масс двухступенчатых ракет-носителей, обеспечивающих выведение одного и того же полезного груза с Земли и с самолета-носителя, показали, что самолетная ступень позволяет уменьшить массу отделяемой от нее разгонной ступени примерно на 20% по сравнению с наземным стартом. Относительная масса ракетного блока 1 ступени при близком к оптимальному соотношению ступеней для двух- и трехступенчатых ракет-носителей, стартующих с Земли, составляет более 50%, т.е. энергетическая эффективность самолета-носителя как 1 ступени значительно ниже энергетической эффективности ракетных блоков первых ступеней "классических" ракет-носителей. Было отмечено, что данное обстоятельство обусловливает необходимость компенсации энергетики за счет достижения очень высокого массового совершенства разгонной ступени, особенно в ее одноступенчатом варианте как единственном варианте реализации в полной мере основных потенциальных преимуществ "воздушного старта". Выявлены также проблемы увеличения высот и скоростей, на которых отделяется разгонная ступень от самолета-носителя. Все это приводило к дополнительному техническому риску.

Проектные варианты средств выведения многоразовых орбитальных кораблей малой размерности
Наименование	Значение
Наименование	ОК-М/"Зенит"	ОК-М1/ММКС	ОК-М2/"Энергия-М"
Стартовая масса, т	400	850	1060
Максимальная масса ОК, т	15,3	36	35
В центре - система 227ГК

Соображения по степени технического риска и связанной с ним увеличенной длительности цикла разработки ракетных блоков авиационно-космической системы подтверждали целесообразность упреждающих разработок ракетно-космических комплексов вертикального старта с использованием упомянутых средств выведения для эксплуатации многоразовых кораблей малой размерности. При этом, как показали проработки НПО "Энергия", вполне реальным представлялось решение вопроса об унификации проектных вариантов орбитальных кораблей под дальнейшую их интеграцию и использование в составе АКС по мере совершенствования ракетных блоков и развития техники самолетов-носителей. Проектный вариант комплекса ОК-М/"Зенит" представлял полное и эффективное использование новой ракеты-носителя, но как средство доставки на орбитальный комплекс грузов этот комплекс являлся минимизированным. Силовая связь ОК-М с ракетой-носителем осуществлялась через переходный отсек, выполненный по типу "монокок", на котором с помощью сбрасываемых пилонов размещались четыре твердотопливных ускорителя. Блок ТТУ позволял увеличить энергетику РКК в штатном полете и обеспечить экстренное отделение и управляемый увод ОК-М при аварии. В штатном полете предусматривалось включение ТТУ (средняя тяга каждого составляла 25 тс) в начале работы II ступени РН "Зенит" и сообщение РКК дополнительного импульса, что в сочетании с другими мероприятиями способствовало достижению необходимых массово-энергетических характеристик РН для выведения ОК-М на начальную круговую орбиту высотой 120 км и наклонением 51° .

Корабли ОК-М1 и ОК-М2 входят в состав ракетно-космических комплексов на базе многоразовой космической системы "Энергия - Буран": ОК-М1 выводился в составе многоразового многоцелевого космического комплекса, являющегося составной частью многоразовой многоцелевой космической системы, а ОК-М2 - в комплексе с РН "Энергия-М".

Выведение ОК-М2 в комплексе с РН "Энергия-М" в представлении художника

ММКК состоял из разгонного возвращаемого корабля, подвесного топливного отсека, многоразового орбитального корабля ОК-М1. Беспилотный РВК использовался в качестве I ступени, разрабатываемой на основе конструкции планера с максимальным использованием элементов и систем ОК "Буран". Внутри корпуса РВК устанавливались топливные баки, пневмогидравлические средства подачи компонентов топлива и четыре двухрежимных трехкомпонентных ЖРД с необходимым вспомогательным оборудованием, работающих на жидком кислороде, жидком водороде и углеводородном горючем. При этом в составе РВК были предусмотрены запасы только жидкого кислорода и углеводородного горючего, жидкий водород размещался в ПТО. Для обеспечения полета по трассе возвращения РВК оснащался двумя ВРД, расположенными по обе стороны в средней части фюзеляжа. Подвесной топливный бак представлял собой силовую конструкцию с несущими топливными баками диаметром 5,5 м с продольной (последовательной) компоновкой баковых емкостей окислителя и горючего. Многоразовый корабль ОК-М1 крепился к ПТО с помощью трех разрывных силовых узлов по параллельной схеме, выполняя функции II ступени и используя в качестве маршевой ДУ два трехкомпонентных ЖРД.

Для спасения в экстремальных ситуациях корабля ОК-М1 с экипажем и РВК или только экипажа были предусмотрены в составе ММКС специальные технические средства (катапультные кресла, средства аварийной защиты двигателей, спасательные скафандры, средства экстренного отделения ОК от ПТО, средства пожаровзрыво-предупреждения и др.) и разработаны специальные режимы функционирования составных частей.

В ракетно-космическом комплексе ОК-М2/РН "Энергия-М" силовая связь корабля ОК-М2 осуществлялась с ракетным блоком II ступени РН "Энергия-М" и в конструктивном плане была подобна привязке корабля ОК-М к РН "Зенит", т.е. тандемно с помощью специального переходного отсека, на котором устанавливались ракетные двигатели твердого топлива системы аварийного спасения. Энергетика РДП системы аварийного спасения в штатном случае использовалась для довыведения корабля ОК-М2 на промежуточную орбиту с последующим затоплением II ступени РН и переходного отсека с корпусами РДТТ системы аварийного спасения в океане. При отсутствии САС корабля (применение катапультирования экипажа) переходный отсек мог быть существенно уменьшен по длине и упрощен по конструкции. Общая схема связи сохранилась и в модифицированном варианте РН "Энергия-М" с использованием многоразовых блоков I ступени. Принципиальной разработкой НПО "Энергия" на основе синтеза передовых концепций развития пилотируемой космонавтики и средств выведения являлась одноступенчатая многоразовая воздушно-космическая система аэродромного базирования, в состав которой входили одноступенчатый многоразовый воздушно-космический самолет и комплексы наземных технических средств обслуживания и управления полетом. Основанием для выполнения работ по ВКС были Постановления Правительства от 27 января 1986 года и от 19 июля 1986 года, а также техническое задание Министерства обороны от 1 сентября 1986 года.

Воздушно-космический самолет представлял собой гиперзвуковой ракетоплан с комбинированной многорежимной двигательной установкой на основе турбопрямоточного воздушно-реактивного двигателя и линейного ЖРД. Начальная масса ВКС не превышала 700 т (масса конструкции составляла 140 т), масса полезного груза - не менее 25 т при выведении на опорную орбиту высотой 200 км и наклонением 51° . Габариты ВКС: длина 71 м, размах крыла 42 м, высота (по верхней кромке фюзеляжа) 10 м. ВКС предназначался для оперативного экономически эффективного выведения полезных нагрузок на низкие орбиты, технического обслуживания орбитальных группировок, трансконтинентальных транспортировок, а также для решения оборонных задач в космосе и из космоса. Указанные разработки остались невостребованными, но сохраняют свою техническую актуальность и перспективность.

В разработке вышеуказанных перспективных проектов принимали активное участие П.М.Воробьев, В.А.Тимченко, Б.И.Сотников, В.Г.Алиев, А.А.Калашьян, В.А.Высоканов, Г.В.Лебедев, Б.А.Танюшин, И.А.Сидоров, О.П.Гаврелюк, И.М.Шибаев, Л.В.Суроегин, С.С.Ильин, В.И.Табаков, О.С.Бакушин, С.С.Бобылев, А.А.Дядькин и др. Работы по МВКС и ВКС проводились под руководством П.В.Цыбина.

Многоразовая космическая система "Энергия - Буран"

3. Перспективные проекты на базе научно-технических разработок по ОК "Буран" и системе "Энергия-Буран"