Глава 3. ИМХО первое. "Буран", "Шаттл" и другие многоразовые системы. И кое-что о модульном проектировании

Отношение к системе "Буран" у меня достаточно сложное. С одной стороны, эта система - шедевр ракетно-космической техники, с другой - абсолютно экономически неэффективная система (равно как и "Спейс Шаттл"). В любом случае, система "Буран" по ряду параметров (в первую очередь по универсальности и безопасности) превосходит американскую систему. Орбитальная ступень "Шаттла" слишком сильно интегрирована в структуру транспортной системы: с одной стороны, она является полезной нагрузкой, способной выполнять самостоятельные задачи в космосе, а с другой - она же часть РН, без которой ракета функционировать не может. При такой схеме "Шаттл", даже в грузовой модификации, не способен выводить на низкую орбиту груз массой более 68-70 тонн (из 114 т, которые "Шаттл" выводит на орбиту, 44-46 т "съедаются" маршевой ДУ и грузовым контейнером). 11к25 (в грузовой модификации 14А10 или 14к25) способна выводить на низкую орбиту до 98 т полезной нагрузки. При проектировании нашей системы, как известно, были рассмотрены выходы из более чем 500 нештатных ситуаций. Даже при отказе сразу после "контакта подъема" ЖРД одного из блоков А, РН была способна уйти со старта, обеспечить выполнение маневра возврата ОК 11ф35 и падение блоков в заданных районах. Отказ одного блока А после 60 секунды полета (если мне не изменяет память) не приводил к фатальному исходу - ПН выводилась на низкую "аварийную орбиту".

Отказ одного из ЖРД 11д122 после разделения ступеней так же не был фатальным. При этом "горячее резервирование" тяги ДУ не приводило к падению массы ПН, поскольку повышенная тяговооруженность ступеней (по сравнению с действующими РН) вела к уменьшению гравитационных потерь и приближалась к оптимуму (с точки зрения максимальной "мю ПН"). Отказ одного из РДТТ "Шаттла" практически неизбежно ведет к аварийному или катастрофическому исходу.

На траекторные параметры 11ф36 налагались многочисленные ограничения. Перечислю некоторые из них:

• Гарантированный уход со стартового комплекса (СК) (печальный опыт Н-1, которая при аварийных пусках дважды (если не ошибаюсь) разрушала СК). Обеспечивался выбором высокой стартовой тяговооруженности и программой изменения угла атаки на начальной стадии полета (т.н. "кивок", который обеспечивал ускоренный уход в сторону от СК).

• Безударный выход из блока Я. Обеспечивался "арретированием" ЖРД в течение 1,6-2с (в течение которых РН была практически неуправляемой).

Примечание web-мастера: Из-за "арретирования" ЖРД на первые 3 сек в первом запуске 15.05.1987 г. РН "Энергия" совершила кивок в сторону полезного груза на 11º (см. кадры видеохроники). Проведенное Юрием Кульчицким (г.Санкт-Петербург) компьютерное моделирование показывает, что система управления РН "Энергия" может парировать и более сильный кивок. Вот как могли бы выглядеть первые секунды полета при включении автомата стабилизации только на высоте 45 м над стартовым столом:

• Ограничение на максимальный угол атаки.

• Ограничение на максимальный скоростной напор (примерно 30 кН/ квадратный метр).

• Ограничение на произведение угла атаки и скоростного напора (q*alfa).

• Ограничение на скоростной напор при разделении ступеней.

• Ограничение на максимальную продольную перегрузку (3 единицы).

• Ограничение на дальность падения блоков А и Ц и т.д.

Многочисленные ограничения и резервирование систем, призванные обеспечить повышение надежности и безопасности, а так же многоразовость блоков А (спасение которых куда более сложная задача, чем спасение РДТТ "Шаттла") естественно сказались на снижении относительной массы ПН. Отрицательно сказывалась и несимметричная компоновка РН (очень сложная с точки зрения нагрузок). Достаточно сказать, что РН "Энергия" выполненная в одноразовом исполнении с нормальным (а не боковым) размещением ПН была способна выводить на низкую орбиту 126-130 т при той же (2400т) стартовой массе!
Вообще, с моей точки зрения, концепция "Бурана" куда ближе к "Ариан-5 - Гермес" (многоразовый космический корабль - одноразовый или частично многоразовый носитель). Я считаю неправильным выбор размерности системы. Если бы изначально ставилась задача решения проблемы "многоразовости", то с моей точки зрения оптимальным был бы следующий подход:

1. Создание беспилотного многоразового КК (кратность использования 10-20 полетов) в размерности 7-20т. Это дает возможность использования существующих РН "Союз" или "Протон" и задела по "Спирали" и "Борам". Использование КК в качестве фоторазведчика (вместо КА "Зенит") или как транспортного КА снабжения (вместо "Прогресса").

2. Накопление экспериментальных данных по различным видам теплозащиты, аэродинамике и алгоритмам управления (беспилотный КК - идеальный летный стенд для испытаний).

3. Проведение экспериментальных работ по спасению блоков первых ступеней беспилотных РН.

Кстати, такой КК, проходя при спуске весь диапазон чисел Маха, мог бы служить и стендом для испытания различных типов перспективных двигателей (например, ГПВРД). После накопления необходимых данных можно было переходить и к созданию полностью многоразовых систем. К сожалению, задача создания "Бурана" была поставлена совершенно иначе - он рассматривался не как эффективная транспортная система, а как боевое средство стратегического сдерживания США - по сути, противовес "Шаттлу".
Однако и "Шаттл" оказался совершенно неэффективен, как транспортная система. Первоначальные варианты челнока, предусматривающие создание полностью многорзовых крылатых систем, не могли быть реализованы на техническом уровне 60-70-х гг. и при выделенном финансировании. В результате, по меткому выражению (автора которого я уже и не помню): "Шаттл" был спроектирован бухгалтерами, а не инженерами!". Несколько сократив затраты на разработку (по сравнению с полностью многоразовой системой), США несут огромные затраты на производстве, ремонтно-восстановительных работах и транспортировке блоков. Кроме того, одноразовый ВТБ оказался отнюдь не дешевым!
Возможно ли создание экономически эффективной полностью многоразовой системы на сегодняшнем техническом уровне? По-моему, нет! Полностью многоразовые системы, по сравнению с одноразовыми системами:

• Имеют большую стартовую массу (при одинаковой ПН) и массу конструкции (в несколько раз) за счет применения средств спасения (крылья/парашюты, теплозащиту, шасси, большие запасы прочности для учета циклических и ударных нагрузок) и большего потребного запаса топлива.

• Более сложную и дорогую конструкцию.

• Соответственно, многократно дороже в разработке и производстве (прямо пропорциональны сложности и массе конструкции).

• Требуют проведения ремонтно-восстановительных работ (до 50% и более от стоимости производства).

• В ряде случаев (некрылатые ступени) требуются транспортные операции (весьма дорогостоящие) по возврату элементов системы к месту проведения ремонтно-восстановительных работ.

• Имеют более низкую надежность из-за повышенной сложности.

• Из-за снижения серийности (система-то многократная) повышенные издержки производства (условно-постоянные расходы на единицу продукции) и т.п.

Не берусь приводить сложные выкладки (я не экономист), но давайте попробуем оценить стоимость пуска 2-х РН с вертикальным стартом и ПН = 30т на низкой орбите. На первой ступени каждой РН установлены керосиновые ЖРД с удельным импульсом НК-33-1, на второй - водородные двигатели с параметрами 14Д12 (УИ=462с, удельная масса ДУ в одноразовом варианте 22 кг/тонна тяги, в многоразовом 25 кг/тонна тяги). Количество пусков 200, кратность использования многоразовой РН равна 10. Тогда имеем (ориентировочно, в ценах 1990г):

При этом не учтено, что для более тяжелой многоразовой РН требуется более крупный и дорогой СК, а для посадки многоразовых блоков - нужен достаточно дорогой аэродром. Разумеется, с ростом кратности использования, преимущество одноразовой РН будет уменьшаться. Однако следует признать, что при нынешнем техническом уровне вряд ли возможно обеспечение кратности использования более 25 для систем с химическими ЖРД. А для обеспечения экономической эффективности требуется кратность минимум 50-100! Кроме того, экономическая эффективность многоразовых систем должна расти при увеличении количества пусков. Но тенденции такого роста в ближайшей перспективе не просматривается. Более того, рост ресурса (срока службы) автоматических КА (а именно они составляют основную часть ПН), переход к длительным пилотируемым полетам ведут к уменьшению (в крайнем случае, к стабилизации) потребности в космических пусках.

Не улучшает картины и использование других типов двигателей, например, ВРД различных типов (ТРД, ГПВРД и т.п.), поскольку рост УИ этих двигателей не может полностью компенсировать возрастание массы ДУ (удельная масса ВРД на порядок выше, чем у ЖРД) и массы конструкции (применение ВРД требует длительного полета с большими скоростными напорами, что вызывает увеличение массы конструкции и теплозащиты). Применение ЯРД так же проблематично, в основном по экологическим причинам.
По моему убеждению, создание полностью многоразовых систем экономически целесообразно только при использовании движителей, основанных на еще неизвестных нам принципах (м.б. за счет энергии магнитного или гравитационного поля). А пока человечество вполне устраивают одноразовые носители.
Другим способом снижения стоимости пусков всегда рассматривалась унификация агрегатов и систем РН, вплоть до унификации ракетных блоков. Крайним проявлением такого подхода является концепция "модульного проектирования" (название введено мной условно), суть которой сводится к идее разработки комплекта унифицированных ракетных модулей, из которых подобно кубикам (или деталям "Лего") можно "собирать" носители различных классов и грузоподъемностей. В чистом виде, однако, эта концепция нигде не была реализована. В качестве наиболее близких примеров можно привести:

• Семейство баллистических ракет на базе РТ-2/РТ-2П (8к96, 8к97, 8к98, 8к99) - правда, из них только РТ-2 дошла до производства и принятия на вооружение. Так же надо отметить, что блоки этого семейства планировалось использовать только в тандемной компоновке.

• Семейство проектов РН В.П.Глушко (РЛА-120, 130, 140, 150). Базовой являлась РН РЛА-120 с ПН 30т. Блок первой ступени от этой РН предполагалось использовать в качестве бокового блока в пакетных вариантах РЛА. Кстати, в варианте, по-моему, РЛА-150 предполагалось использовать орбитальный многоразовый корабль с ПН=60т.

• Семейство "Энергия" - "Гроза" (РЛА-125) - "Вулкан" - "Зенит". Однако в данном семействе предполагалось использование унифицированных, но не идентичных, блоков.

• Семейство РН "Ангара".

Как упомянуто выше, аналогичную идею я пытался реализовать в дипломном проекте. По проекту предполагалась разработка трехступенчатой керосиновой РН (базовый вариант) с ПН = 10т на орбите высотой 300 км. Блоки имели одинаковый диаметр (около 3 м) и соединялись между собой переходниками с помощью быстроразъемных соединений. Для РН предполагалось использование 3-х типов ЖРД, два из которых (для 1-й и 2-й ступени) были унифицированы подобно НК-33 и НК-43. Из этих трех блоков и предполагалось составление различных вариантов РН как тандемной, так и пакетной схем (всего 18 более или менее приемлемых вариантов) с диапазоном ПН от 3 до 40 тонн. Правда в пакетных схемах не предусматривался одновременный запуск ЖРД 1-й и 2-й ступеней (т.е. все РН проектировались с последовательной работой ступеней). Так же предполагалось использование модулей 1-й ступени в качестве боковых блоков совместно с большим водородным "центром" (наподобие семейства "Энергии"). К недостатком проекта я относил неоптимальное распределение масс в большинстве вариантов (кроме базового). Но я считал, что экономически все окупится. Так вот, И.А.Козлов, ознакомившись с идеей проекта, популярно и доходчиво объяснил абсурдность такого подхода. По следующим причинам:

• При разработке даже базового варианта в конструкции модулей должны быть учтены нагрузки для каждого расчетного случая каждого из многочисленных вариантов. Это ведет к увеличению сроков и стоимости разработки, а так же к заведомой перетяжеленности конструкции всех блоков. Например, в самом "легком" варианте потребная толщина (расчетная) баков составляет 2 мм, а в самом "нагруженном" - уже 6 мм. Значит, мы должны принять для баков толщину 6 мм (чтобы модуль можно было использовать для всех вариантов РН) и при каждом пуске "таскать" совершенно ненужную для полета массу конструкции (весьма дорогую, см. таблицу выше).

• Для каждого варианта надо выпускать КД как минимум в объеме эскизного проекта. И каждый вариант должен проходить ЛКИ (т.к. условия работы модулей в каждом варианте различны).

Указанные недостатки, по имевшимся оценкам, не компенсировались какими-либо преимуществами. С учетом этих соображений я утратил всякий интерес к концепции "модульного проектирования".
Сказанное выше вовсе не отрицает необходимости разумной унификации. Примером может служить практика ОКБ-1 в 50-60-х гг., связанная с унификацией диаметров баков, днищ баков, ДУ ракет Р-7, ГР-1, Р-9. Да и использование типовых технических решений так же ведет к сокращению затрат. Целесообразной, на мой взгляд, является следующий подход при проектировании РН с учетом имеющегося научно-технического и производственно-технологического заделов:

• Унификация геометрических параметров конструкций (диаметры баков и сухих отсеков, радиусов днищ и т.п.), что позволяет использовать имеющуюся оснастку и существенно сокращает затраты на производство. При этом толщины оболочек определяются нагрузками для разрабатываемой РН.

• По возможности, исполнение всех блоков в одном диаметре.

• Использование уже имеющихся в серийном производстве или в высокой стадии освоения двигателей, что ведет к снижению стоимости разработки и снижению технического риска.

• По возможности, унификация ЖРД 1-й и 2-й ступени.

• Применение в новых РН опробованных типовых технических решений (например, оформление межотсечных стыков).

С этих позиций концепция семейства РН "Ангара" лично мне представляется совершенно необоснованной. Кроме указанных недостатков модульной концепции, ставящих под сомнение экономическую целесообразность модульного проектирования, могу назвать следующие причины:

• Отсутствие реальной потребности в новых РН класса "Ангара-1" (есть "Космос-3", "Рокот", "Стрела", "Старт/Старт-1", РН на базе БРПЛ. Уже готовые есть!) и "Ангара-3" (есть "Зенит", без каких-либо намеков со стороны Украины о препятствиях к его использованию). Раз нет потребности, зачем нужна универсализация с заведомо "мертвыми" вариантами?

• Отказ от использования уже разработанных агрегатов, систем (например, оснастка "Протона", ЖРД РД-170/180, 11д122, РД-120) и фактическая разработка РН, ЖРД с нуля, в чем совершенно не было необходимости!

• Слишком маленькая ПН (всего 25т) для базового варианта "Ангара-5". Такая ПН могла быть получена и на модифицированном "Протоне".

• Выполнение УРМ-1 и УРМ-2 в разных диаметрах, что ведет к наличию двух разных видов оснастки.

• Чрезмерно маленькая размерность УРМ-1, что ведет к необходимости кратного увеличения единиц оснастки для параллельного изготовления многочисленных блоков.

• 3-хступенчатая схема "Ангары-5" с неоптимальным распределением масс (следствие ненужной универсализации) и необходимостью двух зон отчуждения на территории РФ, чего можно было избежать при оптимально спроектированной двухступенчатой РН.

С моей точки зрения, России нужна РН с ПН около 30т, с запасом выводящая существующие и перспективные ПН на ГСО даже с Плесецка. Для решения этой задачи проектанты "Ангары" имели в своем распоряжении определенный потенциал (оснастка, ЖРД и т.п.). Возможны многочисленные варианты РН, решающей эти задачи. Приведу некоторые из них (все 2-хступенчатые):

• Модификация РН "Протон" путем замены 2-й и 3-й ступени на одну водородную с освоенным ЖРД 11д122. Расчетная ПН до 34т при стартовой массе 670-690т. Бак ЖВ диаметром 4,1м, вокруг которого расположено 4 навесных бака ЖК и 2 ЖВ (диаметр, как у навесных баков первой ступени "Протона").

• Разработка чисто керосиновой РН на оснастке "Протона" с сохранением его компоновки для блока 1-й ступени. На 1-й ступени возможно применение 3×РД-180, 6×НК-33/33-1, 6×РД-191, а на 2-й ступени 2×РД-120. Стартовая масса около 800т.

Разумеется, возможны различные схемы и комбинации. Высвободившиеся средства (экономия на отказе от модульности) целесообразнее всего необходимо было направить на создание КВРБ, что позволило бы нам сохранить водородные технологии и инфраструктуру и обеспечило бы выведение на ГСО 4,5-5т (при пусках с Байконура).

Дальше...