Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

Производственный комплекс, в том числе и на Байконуре, сохранялся полностью, с размещением в сборочно-испытательных пролетах соответствующего стапельного оборудования по тому же принципу, что и для «Энергии». Строившийся в Куйбышеве на заводе «Прогресс» сборочный корпус предусматривал изготовление на этой базе всех боковых и других габаритных элементов центрального блока. Изготовление блока А удлиненной конструкции планировалось вести в Омске в объединении «Полет».

Для старта подходил только универсальный комплексный стенд-старт. При его строительстве учитывались основные параметры «Вулкана» по габаритам, и в том числе по термо-газонапряженности газового потока при работе маршевых двигателей. Ракета-носитель «Вулкан» решала практически все проблемы пилотируемой транспортной операции полета на Марс.

Для задач выведения космических аппаратов на высокие орбиты, в том числе геостационарную, а также для полетов к планетам Солнечной системы предполагалось дополнить семейство ракет-носителей целой гаммой разгонных блоков. Максимальную отдачу можно получить от использования в качестве топлива жидкого водорода. Поэтому предполагалось создание для ракеты-носителя «Протон» кислородно-водородного разгонного блока «Шторм» с использованием двигателей 11Д56У, разработанном в КБ ХИММАШ (главный конструктор Н. И. Леонтьев) еще для программы Н1, для ракеты-носителя «Буран-Т» или «Энергия» – разгонного блока «Смерч», для ракет-носителей 11К37 и «Гроза» – разгонного блока «Вихрь», для «Вулкана» – «Везувий». Их разработка была закреплена за КБ «Салют». В выпущенном эскизном проекте рассматривалось в первую очередь создание РБ «Шторм» для «Протона», причем в качестве двигателя был выбран 11Д56УА с более худшими характеристиками (447 секунд вместо 466). Его же КБ «Салют» предложило использовать и для более тяжелых ракет.

В ответ НПО «Энергия» предложило создание разгонных блоков с кислородно-водородным двигателем РО95, разрабатываемым в КБ «Химавтоматика». При тяге 10 тонн он имел удельный импульс 475 секунд, что, как говорится, соответствует лучшим мировым стандартам. Стендовые огневые испытания РО95 планировалось начать в 1991-1992 годах. Однако министерство общего машиностроения в феврале 1989 года приняло решение об унификации разгонных на базе двигателя 11Д56У с уровнем тяги 7,5 тонн при удельном импульсе 461-466 секунд, что фактически возвращало нашу космонавтику на этом направлении в 60е годы. К сожалению, по экономических причинам, вызванных распадом СССР, кислородно-водородный разгонный блок для наших нужд так и не был создан. Хотя, в принципе, такой блок и был разработан в КБ «Салют» и изготовлен на заводе имени М. В. Хруничева, но, во-первых, за индийские деньги, а, во-вторых, для индийского носителя GSLV. Первый свой полет разгонный блок 12КРБсовершил 18 апреля 2001 года, при старте индийской ракеты с индийского космодрома Шрихарикота.

Другим направлением при создании семейства ракет-носителей было исследование возможности многоразового использования всех элементов ракетно-космического комплекса. Ведь создание частично многоразовой системы было всего ответом на американский вызов, а не сознательным выбором с учетом экономических требований минимальной стоимости эксплуатации. Действительно многоразовым был лишь орбитальный корабль, имевший ресурс до 100 полетов. Ракетные блоки первой ступени имели ресурс лишь на 10 полетов, а центральный блок Ц и вовсе не спасался, причем вместе с двигателями и системой управления. Кроме того, большинство полезных грузов нужно было лишь доставить на орбиту, а ракета «Энергия», имея грузоподъемность в 100 тонн, обеспечивала выведение на орбиту лишь 30 тонн, остальное приходилось на возвращаемую конструкцию орбитального корабля. Таким образом, иметь возвращаемую орбитальную ступень экономически выгодно лишь в случае необходимости вывода на орбиту экипажа для обслуживания одних космических аппаратов и для возвращения на Землю других.

Исходя из этих условий, специалистами НПО «Энергия» была выбрана вертикально стартующая двухступенчатая, с жидкостными двигателями, полностью многоразовая космическая система с горизонтальной посадкой крылатых ступеней. При этом было рассмотрено несколько вариантов. В одном из них четыре блока А заменялись на один крылатый с диаметром равным блоку Ц. Крылатый блок А в размерах блока Ц мог выполняться без тепловой защиты того вида, который предусматривался для второй ступени.

В другом варианте исследовалась возможность создания крупногабаритной крылатой второй ступени, разрабатываемой на базе центрального блока ракеты-носителя «Энергия» и орбитального корабля «Буран», как промежуточный этап повышения многоразовости. Этот вариант получил название ГК175или «Энергия-2». 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 тонн в пустоте, работающие на штатных компонентах топлива – жидкий кислород и керосин, на второй ступени – двигатели тягой 230 тонн 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, выведение маршевыми двигателями второй ступени на эллиптическую орбиту с параметрами 110 на 200 км, пассивный полет в течение 40 минут 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%. Далее на орбите происходит выгрузка космического аппарата из второй ступени в космосе, после чего обтекатель полезного груза надвигается на бак окислителя, вследствие чего длина ступени уменьшается с 60 метров до 44, 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. 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».