Владимир Молодцов - Пилотируемые космические полеты

На второй ступени оставляется три двигателя РД0120 вместо четырех и устанавливается вспомогательная двигательная установка для довыведения ее на опорную орбиту на участке выведения, последующего спуска с орбиты, управления и стабилизации на пассивных участках полета. За счет уменьшения запасов топлива на второй ступени высвобождается свободный объем в ее верхней части для размещения полезного груза. Полностью собранная ступень с грузовым отсеком по габаритам эквивалентна блоку Ц ракеты-носителя «Энергия». Для осуществления самолетной посадки ступени устанавливаются авиационные средства «Бурана»: крыло, вертикальное оперение, балансировочный щиток, посадочное устройство, шасси, гидрокомплекс и аппаратура управления авиационными средствами посадки. Размах крыла у второй ступени составляет 26 метров, площадь крыльев – 296 м2, а стреловидность по передней кромке – 45. Аэродинамическое качество на гиперзвуковых скоростях 1,6 при углах атаки 18 и 1–1,22 при углах атаки 40, на дозвуковых скоростях 2,5-5,0. Скорость ступени при посадке 340 км/ч, дальность бокового маневра 1250 км. Масса ступени в момент посадки составляет 100 тонн.

Вспомогательная двигательная установка предусматривает использование 12 жидкостных двигателей малой тяги, работающих на компонентах кислород-керосин, с вытеснительной подачей топлива, причем кислород забирается из основного топливного бака ступени. Одновременно с этим проводились проработки по созданию вспомогательной двигательной установки, работающей на компонентах топлива кислород-водород.

Горизонтальные летные испытания крылатой второй ступени планировалось проводить при сбросе ее с самолета Ан225 «Мрия» на высоте 7-8 км.

При почти той же стартовой массе в 2300 тонн, что и у системы «Энергия» – «Буран» многоразовая ракета-носитель «Энергия-2» способна выводить на орбиту полезный груз массой 45 тонн. С одной стороны это меньше чем у «Энергии» (100 тонн), но больше чем у «Бурана» (30 тонн). А главное – у этой ракеты нет одноразовых элементов, что резко снижает стоимость ее эксплуатации.

Следующим логичным шагом явилась замена ракетных блоков А с реактивно-парашютной схемой спасения и ресурсом на 10 полетов на крылатый блок А. Были проведены исследования по определению возможности создания многоразового блока А с несущими поверхностями, обеспечивающими его полет в атмосфере «по самолетному» и посадку на аэродром стартового комплекса, рассмотрены различные типы несущих поверхностей: от решеток до крыльев большого и малого удлинения. В наибольшей мере поставленной задаче удовлетворяет модификация блока с поворотным крылом большого удлинения и поворотным оперением. Их конфигурация выбрана таким образом, чтобы, с одной стороны, не оказывать существенного влияния на характеристики блоков при их работе в «пакете» в составе носителя и, с другой, – обеспечить на дозвуковой скорости при полностью развернутом крыле очень высокий уровень аэродинамического качества (до 17-19) и высокую несущую способность конструкции при посадке без использования механизации крыла.

Модифицированный блок А представляет собой свободнонесущий моноплан с верхним расположением крыла. V-образное оперение складывается в стартовом положении вдоль продольной оси блока и закреплено замками на центроплане крыла. Основные стойки шасси складываются в обтекатели, установленные на блоке. Воздушно-реактивный двигатель может быть установлен на пилоне, в районе центра масс блока, или внутри специального обтекателя в носовой части блока. Внутри носового обтекателя расположен топливный бак с керосином, выполненный в виде тора. Похожая конфигурация использована при создании возвращаемой первой ступени «Байкал» ракеты-носителя «Ангара».

Этот вариант ракеты-носителя «Энергия-2» при использовании модернизированных двигателей РД170 (14Д20) и РД0120 (14Д12) обеспечивает выведение на орбиту полезной нагрузки массой до 40 тонн, а при использовании обычных двигателей РД170 и РД0120 – 29 тонн.

В дальнейшем на базе отработанной крылатой многоразовой второй ступени планировалась замена (как уже третий этап приближения к полностью многоразовой системе) четырех боковых блоков первой ступени одним идентичным, а точнее, почти копией второй ступени. Первая ступень будет фактически зеркальным отображением второй. Их будет отличать только четыре мощных двигателя РД-170 в хвостовом отсеке первой ступени и отсутствие теплозащиты.

Пакет двух равных по габаритам ступеней представляет собой простую композицию блоков, сочлененных по плоскостям крыльев. Эта композиция дала толчок к оценке необходимости иметь два разных двигателя на первой и второй ступенях. Одна ступень – это связка кислородно-керосиновых двигателей, вторая – связка кислородно-водородных. Была установлена целесообразность применения трехкомпонентных двигателей, работающих в режиме первой ступени на кислороде и керосине, а в режиме второй ступени – на кислороде и водороде. Такой двигатель – РД-701 – уже разрабатывался в то время. Вариант рационализации использования двигательных связок – это дальнейшая возможность частичной компенсации потерь, связанных с применением средств возвращения ступеней. Трехкомпонентные двигатели разрабатывались в КБ «Энергомаш» и «Химавтоматика» в Воронеже.

Проектанты оценивали стоимость разработки крылатой системы первого этапа в 600-650 миллионов рублей (в ценах 1987 года), что составляло дополнительно 4-5 % к общим затратам на создание «Энергии» и «Бурана».

Инженерная записка по многоразовой системе, выполненная в инициативном порядке, была разослана во все руководящие организации в марте 1987 года Решением Военно-промышленной комиссии Президиум Совета министров в декабре 1987 года ряд проектных организаций обязывался разработать технические предложения по созданию на базе комплекса «Энергия» – «Буран» многоразовой воздушно-космической системы. К этой работе были подключены многие ведущие организации Министерства общего машиностроения и авиационной промышленности. Этим же решением разработка технического предложения по созданию на базе системы «Энергия» – «Буран» полностью многоразового комплекса с крылатой второй ступенью и исследование вопросов создания крылатой первой ступени большой массы была включена в Программу научно-исследовательских работ в обеспечение создания воздушно-космических систем. Заказчик – Управление начальника космических средств – утвердил техническое задание на разработку технического предложения в марте 1988 года. В этом же месяце проектанты разработали основные положения технического предложения.

В принципе, переход на унифицированные ракетные блоки большого диаметра позволил бы создать предпосылки сверхтяжелых перспективных средств выведения. Например, на базе двух крупногабаритных блоков первой ступени и блока Ц может быть создан носитель типа «Вулкан» грузоподъемностью 200 тонн, а при удвоении количества этих блоков и увеличении длины блока Ц – носитель грузоподъемностью до 500 тонн, для пилотируемых и непилотируемых полетов на Марс и другие планеты.