Закрыть ... [X]

Многоразовые транспортные космические системы

     Историческая справка о крылатых космических аппаратах.
     В 1932-1942 гг. в Германии под руководством Зенгера разрабатывался проект бомбардировщика. Проект предусматривал создание самолета, который, используя рельсовую стартовую тележку, разгонялся до высокой скорости, затем, включая собственный ракетный двигатель, поднимался за пределы атмосферы, откуда совершая рикошетирующий полет в плотных слоях атмосферы, достигал большой дальности действия. Самолет, стартовавший из Западной Европы и приземлявшийся на территории Японии, предназначался для бомбардировки территории США. Последние сообщения о такого рода крылатом летательном аппарате, бомбардировщике-антиподе, были в 1944 г. В 50-х годах в США он послужил толчком к разработке проекта космического самолета, который был предшественником проекта ракетоплана "Дайна-Сор". В Советском Союзе предложения о разработке такого рода систем рассматривались у А.С.Яковлева, А.М.Микояна, В.М.Мясищева в 1947 г., но развития они не получили из-за ряда трудностей, связанных с технической реализацией проекта.
     С бурным развитием ракетной техники в период 1947-1953 гг. необходимость в завершении работ по пилотируемому бомбардировщику-антиподу отпала. В ракетной промышленности сформировалось направление крылатых ракет баллистического типа, которые, исходя из общей концепции их применения, нашли свое место в общей системе обороны страны. В CША оно поддерживалось военными: в то время считалось, что обычные самолеты или самолеты-снаряды с воздушно-реактивными двигателями являются наилучшим средством доставки зарядов на территорию противника. Родились проекты по программе планирующих ракет "Навахо". Фирма "Белл Эйркрафт" продолжала исследования космического самолета для того, чтобы использовать его не в качестве бомбардировщика, а как разведывательный аппарат. В 1960 г. был заключен контракт с фирмой "Боинг" на разработку суборбитального разведывательного ракетоплана "Дайна-Сор", который предполагалось выводить ракетой "Титан-3".

     В начале 60-х годов в КБ А.И.Микояна начались исследования двух вариантов суборбитального самолета. В первом предусматривался самолет-разгонщик, во втором - ракета "Союз" с орбитальным самолетом. Двухступенчатая воздушно-космическая система, разрабатываемая под руководством Г.Е.Лозино-Лозинского, именовалась "Спираль" или проект "50/50".
     Орбитальный корабль-ракетоплан стартовал со спины мощного сверхзвукового самолета-носителя на высоте 20-30 км. Ракетоплан "Спираль" на жидкостных ракетных двигателях достигал околоземной орбита, выполнив все запланированные работы на орбите, возвращался на Землю, планируя в атмосфере, и садился на аэродром. Функции этого компактного летающего космического корабля-аэроплана были значительно шире, чем только работа на орбите. Натурная модель ракетоплана совершила несколько полетов в атмосфере.
     Советский проект предусматривал создание аппарата массой более 10 т, со складывающимися консолями крыла. Опытный вариант аппарата в 1965 г. был готов к первому полету как дозвуковой аналог. Полеты выполнялись летчиками-испытателями И.Волком, В.Меницким, А.Федотовым и А.Фастовцом. Позже проводились полеты аналога с его отцепкой от самолета-носителя Ту-95К.
    Для решения проблем теплового воздействия на конструкцию в полете и управляемости аппарата на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях были созданы летающие модели, которое получили название "Бор". Их испытания были проведены в 1969-1973 гг. Глубокое изучение данных, полученных по результатам этих испытаний, привело к необходимости создания двух моделей "Бор-4" и "Бор-5".
    Программы ВВС США и НАСА по освоению техники входа в атмосферу продолжались. Самолеты Х-15, Х-23, аппараты с несущим корпусом М2 F2/F3, HL-10, X24A/B готовили путь "Спейс Шаттлу".
    Первый полет "Бора-4" был осуществлен 4 июня 1982 года. Модель выводилась на орбиту с космодрома Капустин Яр ракетами серии "Космос". Дальнейшие пуски этой серии состоялись в марте и декабре 1983 года и декабре 1984 года. Аппараты "Бор-4" были первыми отечественными воздушно-космическими летательными системами, способными маневрировать в атмосфере с использованием аэродинамического качества несущего корпуса и рулей. Проведенные исследования были позднее использованы в создании орбитального корабля "Буран". Пуски масштабной модели "Бор-5" продолжали исследования, начатые серией "Бор-4" на суборбитальной траектории. Первый пуск состоялся в июле 1983 г. К этому времени "Спейс Шаттл" совершил уже семь полетов с экипажами на борту. С появлением "Спейс Шаттла" весь космический мир бросился в создание такого рода систем.
    Имея опыт разработки самолетов, специалисты в области ракетно-космической техники стали концентрироваться на концепции создания воздушно-космического самолета, считая, что тип полностью многоразового крылатого летательного аппарата с многорежимным двигателем, работающим в широком диапазоне скоростей - от дозвуковых до сверхзвуковых, в атмосфере и вне ее, используя атмосферный и бортовой кислород, может быть выбран в качестве транспортной космической системы.

Многоразовые космические системы США. Программа НАСП (NASP - в переводе: национальный аэрокосмический самолет) - самая крупная из всех известных программ создания экспериментальных самолетов в США. Основная цель программы - разработка соответствующей технологии создания аэрокосмических аппаратов, способных длительное время летать с гиперзвуковьми скоростями в пределах атмосферы и служить средством доставки полезного груза на орбиту.
     Работы по программе НАСП были начаты в 1982 г. под руководством Управления перспективных исследований Министерства обороны. В апреле 1986 г. были заключены основные контракты с промышленными фирмами. В июле 1986 г. между НАСА и Министерством обороны был подписан заключительный меморандум. Были предусмотрены три этапа работ по программе НАСП - Экс-30. Первый этап, 1982-1985 гг., охватывает предварительные проектные исследования и анализ возможных вариантов летательного аппарата, оценку ключевых технологических направлений, технического риска и мероприятий по его снижению.
     Второй этап, 1986-1990 гг., включает разработку систем летательного аппарата, конструкции планера и материалов, разработку и наземные испытания базовых конструктивных элементов планера и маршевой двигательной установки, а также оценки живучести конструкции и экономической рентабельности.
     Третий этап, 1990-1994 гг., предусматривает строительство и испытания трех экспериментальных самолетов Экс-30. Два самолета для трансатмосферных летных испытаний и один - для наземных статических испытаний.
     По первоначальным планам, атмосферные испытательные полеты самолета должны были проводиться в конце 1994 - начале 1995 гг., а орбитальные полеты - в период 1996-1997 гг. В 1998 г. предполагалось начать изготовление эксплуатационного образца одноступенчатого космического самолета НАСП, первый орбитальный полет которого может быть осуществлен в 2005 г.
     Эксперты полагали, что стартовая масса космического самолета составит 147 т, длина в пределах 46-61 м. Пилотировать аппарат будет экипаж из двух человек. В качестве комбинированной двигательной установки, конструктивно объединенной с планером, будут использованы 3-5 ГПВРД и один жидкостной двигатель тягой 23-32 т. Масса полезного груза, выводимого на низкую околоземную орбиту, составляет 9 т.
     По своим техническим, технико-экономическим и эксплуатационным характеристикам воздушно-космический самолет НАСП должен превосходить все существующие военные и коммерческие самолеты и космические транспортные системы. Критическими технологическими направлениями программы НАСП являются: гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД), перспективные материалы, обладающие высокой прочностью, термостойкостью, малой плотностью и обеспечивающие создание полностью многоразовой конструкции самолета, эффективное использование жидкого водорода как горючего маршевой двигательной установки и как хладагента для активного охлаждения конструкции.
     Особые надежды на аэрокосмические аппараты возлагали военные специалисты, которые рассчитывали получить в свое распоряжение полностью многоразовую воздушно-космическую систему, оперативно обеспечивающую глобальное присутствие путем быстрого, за один-два часа, выхода в любую точку околоземного пространства - "старт на орбиту по команде". Эта система обеспечит новые стратегические возможности, не сравнимые с возможностями современных бомбардировщиков и баллистических ракет.
     В начале 80-х годов, особенно после провозглашения президентом Р.Рейганом в марте 1983 г. новой стратегической доктрины, предусматривающей создание глобальной системы противоракетной обороны с элементами космического базирования, в Соединенных Штатах широким фронтом были развернуты работы по оперативным малоразмерным одноступенчатым аэрокосмическим летательным аппаратам военного назначения. Министерство обороны и Национальное аэрокосмическое агентство США дают следующее определение программе НАСП: "Это - техническая разработка и демонстрация возможности создания гиперзвуковых летательных аппаратов для будущих космических транспортных систем и сверхскоростной военной и гражданской авиации. Ближайшая цель программы - изготовление и демонстрация экспериментального аппарата Экс-30 (Х-30), а также разработка соответствующей технологии для создания летательных аппаратов, способных длительное время летать с гиперзвуковыми скоростями в пределах атмосферы и служить средством доставки полезного груза на орбиту".
     Ключевым элементом конструкции одноступенчатого аэрокосмического аппарата с совершенными энергомассовыми характеристиками является комбинированный турборакетный прямоточный воздушно-реактивный маршевый двигатель. С момента старта до скорости 6 Махов комбинированная двигательная установка использует воздух атмосферы для создания дополнительной тяги, а основная тяга создается жидкостным ракетным двигателем. При скорости М=6 уже большая часть тяги создается с использованием атмосферного воздуха, тяга жидкостного ракетного двигателя лишь дополняет ее. В таком режиме полет продолжается до скорости М=16, когда аэрокосмический аппарат выходит из атмосферы. С этого момента до орбитальной скорости используется только жидкостной ракетный двигатель.
     Прямоточные воздушно-реактивные двигатели - основа двигательных установок гиперзвукового самолета - были впервые испытаны в 30-х годах в Германии в составе неуправляемых ракетных снарядов, а также в 40-х годах во Франции в составе пилотируемого самолета. Впоследствии прямоточные воздушно-реактивные двигатели применялись в Соединенных Штатах на некоторых ракетах. В 60-х годах разрабатывались прямоточные двигатели со сверхзвуковым горением. Были испытаны двигатели Национального аэрокосмического агентства и Лаборатории гиперзвуковых исследований для самолета Экс-15 (Х-15). В течение 15 лет в Центре Лэнгли создавался новый прямоточный двигатель, выполнено более тысячи испытаний систем двигателя, но в связи с тем, что в конце 60-х годов преимущественное распространение получила чисто баллистическая ракетная техника, разработки двигателя со сверхзвуковым горением были приостановлены, за исключением незначительных по масштабу работ в Центре Лэнгли и работ по ракетам с прямоточными двигателями для Военно-морского флота. Специалисты в этой области постарели, а большая часть стендового оборудования давно не используется по назначению или демонтирована.
     Анализ американских специалистов различных вариантов одно- и двухступенчатых, крылатых и баллистических, стартующих вертикально и горизонтально оперативных летательных аппаратов показал, что наилучшие энергомассовые и эксплуатационные характеристики имеют одноступенчатые крылатые аэрокосмические аппараты НАСП, осуществляющие горизонтальный старт и горизонтальную посадку, с комбинированными маршевыми двигателями.
     Однако при современном технологическом уровне относительная масса сухой конструкции одноступенчатых крылатых аппаратов составляет 0,14-0,2, а баллистических - 0,09-0,12, в зависимости от размеров ракет-носителей. Поэтому для создания крылатых одноступенчатых ракет-носителей с маршевыми жидкостными ракетными двигателями должен быть существенно повышен технологический уровень в области силовых конструкций ракет-носителей. В настоящее время носитель баллистического типа с маршевыми ракетными двигателями на водороде со средним удельным импульсом тяги 423 единицы и 455 - в пустоте - при относительной массе сухой конструкции 0,1 способен вынести на низкую орбиту полезный груз относительной массой около 1,7 %. Для получения более современных энергомассовых характеристик при существующей технологии реальны только двухступенчатые конструкции с крыльями, тогда как для создания одноступенчатых ракет-носителей на базе ракетных двигателей потребуется технология 2000-х годов.
     Одним из радикальных путей совершенствования многоразовых транспортных систем является включение в ее состав маршевой двигательной установки, использующей кислород окружающей атмосферы как компонент топлива. Известно, что маршевой жидкостной ракетной установкой расходуется около 80 % топлива до высоты полета порядка 60 км. Применение на этом участке маршевых воздушно-реактивных двигателей позволило бы уменьшить наполовину заправляемый запас топлива и снизить стартовую массу ракеты-носителя.
     Использование кислорода воздуха в маршевой двигательной установке существенно упрощает проблему создания аэрокосмических аппаратов с горизонтальным стартом и горизонтальной посадкой.
     Американскими специалистами считается, что воздушно-реактивные двигатели в принципе обладают большими надежностью и ресурсом, чем жидкостные ракетные двигатели. Это объясняется тем, что рабочее давление в камере сгорания воздушного двигателя и, следовательно, рабочее давление за насосами более, чем на порядок, ниже соответствующих значений жидкостных ракетных двигателей. Поэтому удельная мощность агрегатов гораздо выше у жидкостных двигателей, чем у воздушных. Ресурс современных воздушно-реактивных двигателей составляет тысячи часов, тогда как достигнутый ресурс лучшего зарубежного жидкостного ракетного двигателя ССМИ (SSME) не превышает пока 2 ч. По техническому заданию ресурс должен стать не менее 7,5 ч.
     Аэрокосмические летательные аппараты с воздушно-реактивными маршевыми двигательными установками для достижения орбитальной скорости должны длительное время разгоняться в плотных слоях атмосферы.
    Сложные взаимозависимости параметров траектории выведения, характеристик двигателей и летательного аппарата в целом делают поиск оптимальных соотношений весьма трудоемким. Улучшение какого-либо одного из параметров связано непременно с ухудшением другого. Так, например, увеличение тяги двигателя относительно к его массе влечет за собой уменьшение удельного импульса тяги. Эффективность маршевых воздушно-реактивных двигателей улучшается с увеличением скоростного напора, однако связанное с этим упрочнение конструкции летательного аппарата может привести к уменьшению массы выносимого на орбиту полезного груза.
     Но следует отметить, что в летательных аппаратах с маршевыми ракетными двигателями около 80 % запаса топлива расходуется на начальном участке полета, до высоты 60 км и скорости 2,3 км/с, то есть там, где было бы целесообразным применение воздушных двигателей с использованием кислорода из окружающей атмосферы. В этом плане значительный эффект может дать двигатель, который, используя особенности участка взлета аэрокосмического самолета, работает в многорежимных условиях.

     Интерес к многорежимным двигателям велик. Работы по комбинированным маршевым двигателям для аэрокосмических самолетов велись в Англии для летательного аппарата "Хотол", в Германии - для "Зенгера", во Франции и Японии.

     В Англии фирма "Ролс-Ройс" на собственные средства разрабатывала двигатель для "ХОТОЛа", который имел способ получения жидкого кислорода из атмосферного воздуха и создание его запаса на борту аэрокосмического самолета на участке выведения до высоты около 25 км для последующего сжигания его в двигателе.
     Первые проработки по использованию сжиженного воздуха в камере сгорания комбинированного двигателя были выполнены в Соединенных Штатах в конце 60-х годов - проект "Синерджет".
     Во Франции работа по двигателям аэрокосмичсеких летательных аппаратов проводилась фирмами "Снекма" и "СЭГР" с участием Национального управления аэрокосмических исследований в рамках трехлетнего, 1986-1988 гг., заказа Национального центра космических исследований КНЕС (CNES).
     По контракту Европейского космического агентства ЕСА (ESA) итальянские фирмы "Фиат-Авиационе" и "СНИА-БПД" проводили исследования возможных схем летательных аппаратов. Параллельно подобные проработки вели германские фирмы МББ (МВВ) и МТУ (MTU).
     Когда фирма "Дуглас эйркрафт" начинала производство своего самолета DC-3 в 1936 г., ее руководители не представляли перспектив этого проекта. Дональд Дуглас, основатель фирмы, сказал, что он будет рад продать хотя бы тысячу таких самолетов.
     Фирма продала 10926 самолетов DC-3 только в первые девять лет производства. Этот самолет буквально изменил весь мир. В 1945 г. все 25 коммерческих авиакомпаний Соединенных Штатов эксплуатировали на своих линиях самолеты DC-3. Совершенная конструкция и простота эксплуатации открыли возможность осуществления воздушных путешествий для миллионов людей, значительно сократив расстояния между городами и странами.
     Сфера космических полетов ожидает подобного прорыва. Дешевизна и надежность доступа в космос успели стать расхожей фразой, но так и не превратились в реальность. По мнению ряда американских экспертов, для действительного удешевления космических перевозок необходимо, чтобы наступила эра одноступенчатых многоразовых воздушно-космических аппаратов - дешевых космических аппаратов, которыми так и не смогли стать многоразовые транспортные космические корабли "Спейс Шаттл".
     Несмотря на то, что работы по "Спейс Шаттлу" велись в направлении, предусматривающем многоразовое использование аппаратов, НАСА получило очень сложный и дорогой в эксплуатации транспортный космический аппарат, и сейчас тратит на выведение одного килограмма полезной нагрузки на орбиту гораздо больше, чем в 60-е годы. Действительная удельная стоимость доставки грузов в космос с помощью челнока примерно в сто раз превысила расчетную. Для его запуска и обслуживания наземного стартового комплекса требуется более 9000 человек. НАСА согласилось с допущением возможности проведения не более, чем 12 запусков в год, что существенно отличается от первоначальных оценок, когда рассматривалась возможность ежегодного осуществления не менее 40 стартов "Шаттла".
     Удельная стоимость доставки груза на орбиту с помощью одноразовых ракет-носителей типа "Дельта" или "Ариан" составляла около 7000 долларов за килограмм полезного груза. Большая часть этой стоимости приходится на одноразовую конструкцию, которая разрушается при пуске. Этот случай можно проиллюстрировать следующим примером: сколько будет стоить авиабилет в Париж, если после первого же полета самолет "Боинг-747" будет выбрасываться на свалку?
     В 1991 г. работы по программе НАСП находились на втором этапе, продленном до сентября 1992 г. в соответствии с соглашением между НАСА и Министерством обороны. Решение о строительстве экспериментальных самолетов Экс-30 предполагалось принять в январе 1993 г.
     Фирма "Пратт-Уитни" испытала отдельные элементы натурного двигателя при скорости 14 Махов и системы охлаждения - при скорости 20 Махов. Фирма "Рокетдайн" испытала полностью собранную модель ГПВРД при скорости 8 Махов и отдельные его элементы при скоростях до 25 Махов.

     Программа НАСП вызвала большой интерес в странах Западной Европы и Японии.

     Согласно сообщениям информационных агентств в мае 1992 г., Национальное управление США по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА) не собирается, по крайней мере предстоящие 15 лет, работать над созданием нового американского космического корабля многоразового использования. Об этом заявил 17 мая в интервью программе телекомпании Эй-Би-Си новый директор НАСА Дэниел Голдин. Как передал корреспондент ИТАР-ТАСС, Д.Голдин подчеркнул, что это, главным образом, связано с ограниченностью бюджета космического ведомства США и высокой стоимостью полетов американских "Шаттлов".
     По утверждению НАСА, в настоящее время каждый полет "Шаттла", с учетом всех расходов на его подготовку, обходится в 363 млн. долл. Однако специалисты считают эту цифру искусственно заниженной. "Если учитывать годовые расходы на осуществление всей программы "Спейс Шаттл", - указывают они, - то каждый из шести полетов, осуществленных в минувшем году, обошелся США в миллиард долларов. В нынешнем году планируется осуществить 8 запусков космических кораблей, в результате чего стоимость каждого полета должна снизиться примерно до 750 млн. долл.".
     Директор НАСА также сообщил, что президент США Джордж Буш попросил его подготовить новую сбалансированную космическую программу, в которой космические исследования будут отвечать насущным земным нуждам. По словам Д.Голдина, этот план будет представлен на рассмотрение Конгресса.
     Опыт эксплуатации многоразового транспортного космического корабля "Спейс Шаттл" в период 1981-1986 гг. показал, что по ряду причин не были достигнуты некоторые заявленные технико-экономические характеристики. Чрезмерно высокими оказались стоимость пуска и удельная стоимость выведения полезного груза, а также продолжительность межполетного обслуживания и подготовки комплекса к старту. Оценка удельной стоимости выведения полезного груза на низкую орбиту находится на порядок выше заявленного уровня. "Спейс Шаттл", по оценке некоторых американских специалистов, не может быть использован для обеспечения интенсивных транспортных перевозок между Землей и космосом, поэтому стоит вопрос о создании новых полностью многоразовых средств выведения - крылатых аэрокосмических летательных аппаратов, лишенных этих недостатков.
     В противоположность программе НАСП, проект ССТО (SSTO) основывается как на уже имеющейся технологии, так и на технологии ближайшей перспективы, что делает возможным разработку одноступенчатого носителя с ракетной двигательной установкой. Целью проекта была демонстрация ССТО в суборбитальном полете в 1994 г.
     Программе СОИ необходим недорогой и универсальный в применении аппарат, способный вывести груз массой 4500 кг и экипаж из двух человек на полярную орбиту. СОИ потребовала от фирм - контрактантов провести анализ трех концепций ССТО: аппарата с вертикальными стартом и посадкой, аппарата с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой, а также аппарата с горизонтальными стартом и посадкой.
     Хотя СОИ рассматривает в качестве основной задачи носителя ССТО выведение на околоземные орбиты космических перехватчиков "Бриллиант пеблз", она представила разработчикам широкие возможности по определению массы груза и других параметров, например, численности парка носителей, частоты запусков, стартового оборудования, численности обслуживающего персонала и стоимости. Дополнительные задачи, которые фирмы-разработчики анализировали применительно к концепции ССТО, - это доставка космонавтов на орбиту при создании орбитальных конструкций, транспортировку грузов и персонала на орбитальную станцию и обратно, обеспечение жизнедеятельности двух космонавтов на орбите в течение четырехсуточного полета, а также запуск межпланетных космических аппаратов. Однако основной задачей для носителя ССТО является демонстрация возможности его действия "подобно самолету".
     На начальном этапе конкурса на разработку носителя ССТО, который был объявлен в 1990 г., принимали участие как отдельные фирмы - "Рокуэлл", "Боинг", "Дженерал дайнэмикс" и "Макдоннелл-Дуглас", так и группы фирм, организованные ими. В дальнейшем фирмы-победители должны были получить один или несколько двухлетних контрактов стоимостью около 50 млн. долл. каждый.
     Специалисты фирмы "Макдоннелд-Дуглас" предложили аппарат баллистической схемы с вертикальными стартом и посадкой. Этот носитель может стартовать вертикально, входить в атмосферу с ориентацией носовой части по вектору скорости, а затем разворачиваться и вертикально садиться.
     Другая конкурирующая фирма "Дженерал дайнэмикс" предпочла концепцию носителя с вертикальными стартом и посадкой, вход которого в атмосферу должен осуществляться с ориентацией хвостовой части по вектору скорости. Такое решение подразумевает использование укороченного центрального тела сопла двигателя в качестве теплового экрана.
     Фирма "Рокуэлл интернэшнл" предложила крылатый аппарат с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой, вход которого в атмосферу может осуществляться с ориентацией носовой части по вектору скорости. В этом отношении проект фирмы "Рокуэлл интернэшнл" напоминает один из вариантов, разработка которого предшествовала в начале 80-х годов работам по программе НАСП.
     Фирма "Боинг" разработала проект с горизонтальными стартом и посадкой. Позже эта фирма отказалась от своей концепции и присоединилась к фирме "Рокуэлл", помогая ей разрабатывать принципы работы системы с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой.
     Как было объявлено 16 августа 1991 г., победителем стал проект аппарата "Дельта Клиппер" с вертикальными стартом и посадкой, предложенный фирмой "Макдоннелл-Дуглас". Компоновка напоминала сильно увеличенную капсулу "Меркурий". Программа была оригинальным замыслом инженера Макса Хантера, ответственного за разработку "Дельты" и телескопа "Хаббл".
     Результаты параллельно проводимых работ в рамках программы НАСП и транспортной космической системы нового поколения, как оказалось, можно было использовать и при создании надежного и удобного в эксплуатации аппарата ССТО с ракетными двигателями. Прежде всего, здесь имеются в виду результаты, полученные в области создания новых материалов, разработки элементов конструкции, в частности, баков для криогенного топлива, различных вспомогательных систем, ракетных двигателей, а также успехи в области вычислительной аэродинамики и разработки автоматизированных средств проектирования, которыми фирмы, представившие свои проекты аппаратов ССТО, сочли возможным воспользоваться. Не отказываясь от применения предшествующих конструкторских разработок по аппарату ССТО, СОИ сконцентрировало свое внимание прежде всего на апробированных технических решениях, которыми можно воспользоваться при создании перспективного носителя баллистической схемы. В качестве ракетных двигателей рассматривались усовершенствованный вариант маршевого двигателя "Спейс Шаттла" и модификация РД-10, многие годы применяющегося на верхних ступенях "Центавра".
     "Дельта Клиппер" - носитель, предложенный фирмой "Макдоннелл-Дуглас" - являлся, по словам сотрудников фирмы, во всех отношениях выдающимся аппаратом. Он не только имел возможность наземного обслуживания по типу самолета на авиалинии, но и обеспечивал безопасность прекращения полета в любой момент запуска. Даже в случае возникновения неполадок в двигательной установке аппарат мог легко возвратиться к месту старта или достигнуть орбиты, так как он имеет, во-первых, большой запас по тяговооруженности, и, во-вторых, двигательную установку, состоящую из нескольких двигателей, каждый из которые может быть безопасно выключен в случае возникновения неполадок. Этот космический аппарат, который может эксплуатироваться как с экипажем, так и без него, стартует вертикально с перегрузкой 1,3, что в 2,3 раза меньше величины перегрузки, которой подвергаются космонавты на борту "Спейс Шаттла". "Дельта Клиппер" способен пребывать в космосе в течение 7-14 суток, а при дозаправке на орбите может использоваться как межорбитальный аппарат для полета на геостационарную орбиту или для обслуживания трассы "околоземная орбита - лунная база - околоземная орбита".
     Носитель фирмы "Макдоннелл-Дуглас" осуществляет вход носовой частью вперед, а затем разворачивается для вертикальной посадки. Он осуществляет посадку с помощью половины имеющихся двигателей, работающих при двадцатипроцентном уровне тяги, в то время как остальные двигатели остаются в резерве.
     Фирма "Макдоннелл-Дуглас" при разработке аппарата "Дельта Клиппер" предполагала использовать научно-технический задел по программе одноразовой "Дельты" и самолета короткого взлета и посадки "Харриер". Космический аппарат способен совершать взлет и посадку в радиусе шести метров от намеченной точки.
     Аппарат ввод Хантера мог совершать взлет и посадку практически где угодно, не требуя для этого взлетно-посадочных полос. Однако для нормальной интенсивной и безопасной его эксплуатации все же требуется создать некоторые довольно необычные элементы наземной инфраструктуры, в частности, кольцевые бетонированные взлетно-посадочные полосы. Хотя, если бы у самолетов была такая же тяговооруженность, они могли бы обходиться без взлетных полос.
     Программа быстро развивалась в течение последних шести месяцев 1991 г. После того, как на первом этапе программы были рассмотрены и оценены различные варианты одноступенчатых носителей, в августе 1991 г. руководители СОИ выделили контракт фирме "Макдоннелл-Дуглас" для проведения второго этапа программы, предусматривающего создание демонстрационного аппарата вертикальных старта и посадки, напоминающего сильно увеличенный в размерах обтекатель ракеты-носителя.
     "Дельта Клиппер" позволял проводить высокоскоростные транспортные операции в любую точку земной поверхности с континентальной части США в течение менее, чем одного часа летного времени.
     Хотя грузоподъемность носителя "Дельта Клиппер" примерно в 10 раз меньше грузоподъемности таких самолетов, как, например, аэробус "Боинг-747" существует большая потребность в максимально быстрой пересылке специальных грузов, и это обстоятельство способно компенсировать стоимость операции по транспортировке. В США рассчитывали, что удельная стоимость доставки груза с помощью носителя "Дельта Клиппер" уже в самом начале его эксплуатации могла быть снижена до 650 долларов за килограмм (в то время стоимость выведения грузов с помощью одноразовых ракет-носителей превышает 8000 долларов за килограмм).
     Научно-исследовательский центр НАСА имени Лэнгли вел работы по созданию своего летательного аппарата ЭйчЛ-20 (HL-20) в качестве системы для доставки экипажа на орбиту ПЛС (PLS - Personnel Launch System). Исследовались два варианта аппаратов: с несущим корпусом и капсулы в форме двойного конуса. Сообщение о проводимых работах опубликовано в июле 1991 г. в журнале "Авиэйшн уик энд спейс текнолоджи".
     Фирма "Боинг" разрабатывала проект создания пилотируемого воздушно-космического аппарата ТСТО (TSTO), использующего сверхзвуковой самолет-носитель в качестве первой ступени.
     В отличие от немецкого проекта "Зенгер", скорость ТСТО на начальном участке будет существенно ниже, что приведет к уменьшению тепловой нагрузки и температуры первой ступени.
     В качестве первой ступени рассматривается модифицированный вариант сверхзвукового пассажирского самолета (СПС). Вторая, орбитальная, ступень подвешивается под фюзеляжем, вписываясь в обводы самолета. Самолет будет иметь шесть турбореактивных двигателей. В хвостовой части должен быть установлен маршевый жидкостной ракетный двигатель ССМИ (SSME), чтобы создать дополнительную тягу на участке доразгона перед отделением второй ступени. Криогенные компоненты ракетного топлива будут находиться в фюзеляжных баках, а авиационные - в крыльевых.

     Транспортная космическая система "Гермес" разрабатывается в рамках европейской широкомасштабной программы освоения космического пространства. Реализация этого проекта позволит Европе самостоятельно осуществлять пилотируемые космические полеты.
     Корабль "Гермес" является составной частью европейской космической триады: "Ариан-5" - "Гермес" - "Колумб". Проект многоразовой транспортной системы "Гермес" был предложен Францией. Работы по обоснованию проекта начались в апреле 1988 г. Определилась общая компоновка корабля, проектно-массовые характеристики, проведена увязка основных параметров корабля и ракеты-носителя, определилась конструкция планера, аэродинамическая схема, теплозащита.
     Орбитальный корабль "Гермес" обеспечивает реализацию ряда новых космических программ западно-европейских стран, выполняя операции доставки космонавтов с Земли на орбиту и обратно, транспортировки полезного груза и вспомогательных средств для работы в космосе, а также операции обслуживания на низкой орбите. Орбитальный корабль "Гермес" оптимизируется в основном для выполнения полетов двух типов: обслуживание лабораторного модуля "Колумбус" - прототипа европейской космической станции, находящегося в свободном полете, и герметического модуля "Колумбус" АРМ, входящего в состав международной космической станции. "Гермес" - автономный космический корабль с экипажем в составе двух человек, который может самостоятельно управлять всеми действиями корабля.
     Выведение "Гермеса" на орбиту осуществляется ракетой-носителем "Ариан-5". В стартовом положении он размещается сверху носителя. Боковая дальность при возвращении корабля на Землю с орбиты должна составлять 1,5-2 тыс. км. Безопасность экипажа соответствует статистическому уровню, достигнутому для рискованной профессии летчика-испытателя. В критических ситуациях кабину корабля можно отстрелить от корабля и с помощью парашютов приземлить, обеспечив спасение экипажа. Полная масса орбитального корабля 21 т, сухой конструкции- - 13,9 т. Полезный груз может весить 3 т.
     Первый этап работ по программе - обоснование проекта - начат в апреле 1988 г. на французских фирмах "Аэроспатиаль" и "Дассо". Второй этап должен завершиться летными испытаниями двух орбитальных кораблей. Первый корабль будет сначала использован в испытаниях на самолете-носителе (со сбросом его - для отработки захода на посадку и приземления). Эксплуатационные полеты "Гермеса" должны начаться в 1999 г. Расчетный срок службы составляет 15 лет, в течение которых каждый (планировалось изготовление двух) из них совершит 60 полетов. Затем на смену им придут более совершенные летательные аппараты, проекты которых разрабатываются в настоящее время западно-европейскими странами.

    

"Зенгер" представляет собой перспективную двухступенчатую транспортную космическую систему - базовый аппарат в национальной технологической программе Германии по гиперзвуковым летательным аппаратам. Практическая реализация программы "Зенгер" обеспечила бы западноевропейским странам сравнительно дешевый и независимый от США доступ в космос с возможностью горизонтального старта с обычных воздушных взлетно-посадочных полос в Европе и непосредственного выведения полезного груза на любую заданную орбиту. Применение в маршевых двигателях экологически "чистых" компонентов топлива - жидкого кислорода и жидкого водорода - исключает выброс в атмосферу вредных продуктов сгорания. При проектировании системы предполагалось использовать проверенные технические решения, что существенно снижает риск разработки. Существует реальная возможность унификации разгонной первой ступени, способной совершать гиперзвуковой крейсерский полет с перспективным гиперзвуковым пассажирским самолетом.
     За период с 1984 по 1987 годы проектных исследований по программе "Зенгер", выполненных фирмами МББ (МВВ), "Дорнье", МТУ (MTU), центром ДФВЛР (DFVLR) и авиакомпанией "Люфтганза", изучен большой круг вопросов по аэродинамике, аэротермодинамике, управлению полетом, конструкциям и теплозащитным материалам и двигателям. Выполнены анализ и сравнение ряда вариантов летательного аппарата "Зенгер".
     По материалам проработок того времени летательный аппарат имел стартовую массу 340 т, длину фюзеляжа 81,3 м, размах крыльев 41,4 м, взлетную скорость 500 км/ч.
     Первая ступень ЕШТВ (EHTV) массой 259 т с максимальным (до 100 т) запасом водорода. Маршевая двигательная установка представляла собой связку из пяти комбинированных турбопрямоточных воздушно-реактивных двигателей. Умеренный нагрев конструкции ступени (не более 600 °С) при скорости М=4-4,5 позволял использовать титановые и алюминиево-литиевые сплавы. Особое внимание уделялось созданию бака жидкого водорода объемом более 1500 м3 с обеспечением максимального теплопритока от несущей конструкции фюзеляжа. Первая ступень разрабатывалась с учетом унификации ее характеристик с характеристиками перспективного гиперзвукового пассажирского самолета. Дальность крейсерского полета самолета с 250 пассажирами на борту составляла 10 тыс. км. Скорость полета до М=4,5, высота полета 25 км, удельный импульс тяги 365 единиц. Самолет мог преодолеть за 3 ч 15 мин. расстояние от Франкфурта-на-Майне до Токио через Лос-Анджелес.
     Вторая ступень "Хорус" являлась пилотируемым космическим летательным аппаратом, во многом сходным с орбитальными кораблями "Шаттл" и "Гермес". Основное отличие - в наличии на борту большого (до 65,5 т) запаса кислородно-водородного топлива. В этой связи низкий баллистический коэффициент ступени (отношение массы к площади поверхности, встречающейся с аэродинамическим потоком при снижении), равный 100 кг/м2 (для сравнения, у орбитального самолета "Шаттл" и корабля "Гермес" - 200 кг/м2), позволяет уменьшить тепловые нагрузки при входе в атмосферу и улучшить ее аэродинамические характеристики. Полная масса ступени 87,7 т, используемый маршевый двигатель имеет тягу до 120 т и удельный импульс 472 единицы. Расчетная продолжительность орбитального полета составляла одни сутки. Корабль вмещает экипаж корабля - два пилота, четыре пассажира и две-три тонн груза. В туристском варианте в кабине можно разместить до 36 пассажиров.
     Главным назначением ступени "Хорус" является материально-техническое обеспечение орбитальной станции. Возможны суборбитальные перевозки пассажиров со скоростью 16 тыс. км/ч.
     Грузовая ступень "Каргус" одноразового использования - уменьшенная модификация ступени ракета-носителя "Ариан-5" - предназначалась для выведения на низкую орбиту полезного груза до 15 тонн, с возможностью последующих стартов на геостационарную орбиту. Полная масса грузовой ступени 62 т. Двигатель - кислородно-водородный НМ60 "Вулкан" с тягой приблизительно 105 т и удельным импульсом 439 единиц. Длина 33 м, диаметр 5 м.
     Полет летательного аппарата "Зенгер" предполагался следующим. После горизонтального взлета корабль выполняет подъем до высоты 25 км, над критическим озоновым слоем, и далее на этой высоте совершает крейсерский полет со скоростью до М=4,5. Трасса от старта в центре Европы или на побережье Германии, Франции, Испании или Англии направлена на заданную широту в сторону Америки. Затем следует участок разгона с набором высоты 30-31 км и увеличением скорости до значения М порядка 6,8-7. После разделения вторая ступень выходит на орбиту, а первая - возвращается к месту старта.
     Национальная программа предусматривала создание на предварительном этапе демонстрационной модели летательного аппарата, проведение летных испытаний, после чего на стыке столетий планируется приступить к непосредственной разработке штатного корабля "Зенгер".
     В середине 1990 г. был завершен первый этап исследований по программе воздушно-космического летательного аппарата в рамках национальной программы Германии по гиперзвуковым летательным аппаратам.
     По первой разгонной ступени, или самолету-разгонщику, выполнен второй цикл проектных разработок, подтвердивший концепцию в целом и компоновочную схему гиперзвукового самолета со скоростями полета, соответствующими числу Маха М=6,8. На втором этапе планировалось решение вопросов оптимизации массовых характеристик и интеграции двигательной установки.
     По вторым ступеням осталась неизменной идеология создания двух различных вариантов - беспилотного и пилотируемого космического самолета. Исходя из экономических соображений, вместо одноразовой ступени "Каргус" (Cargus) будет разрабатываться беспилотный космический самолет "Хорус-С" (Horus-C) с грузовым отсеком, который доставляет на орбиту высотой 200 км полезный груз массой до 7,7 т и до 6,2 т - на космическую станцию. Пилотируемая верхняя ступень "Хорус-М" со стыковочным и переходным отсеками предназначена для обслуживания космической станции, при этом масса выносимого полезного груза составляет три тонны, что включает и массу экипажа из трех человек.
     По результатам первого этапа исследований были начаты предварительные проработки по экспериментальному самолету, способному достигать скорости до М=5,5, с целью подтверждения данных численного моделирования и результатов продувок. Основные характеристики следующие. Полная стартовая масса воздушно-космического аппарата "Зенгер" 366 т, самолета-разгонщика EHTY - 254 т. Массы космических самолетов "Хорус" модификаций "С" и "М" - до 112 т. Самолеты могут совершать маневры в атмосфере, с боковой дальностью, достаточной для приземления космической ступени в Западной Европе, что эквивалентно боковой дальности до 2700 км. Дальность полета первой ступени до момента разделения составляет 2700 км. Предполагалось обеспечить ежегодный темп в 40 полетов. Вторая ступень способна совершить 100 штатных полетов. Полная масса верхней ступени является весьма критическим параметром. Требуется более высокий, чем при разработке космического самолета "Гермес" (Hermes), технологический уровень. Предполагалось использование переохлажденного водорода.
     Проведен подробный анализ стоимости пуска, который показал, что на один пуск трудозатраты составят 146 человеко-лет. Стоимость складывается из амортизационных затрат, составляющих 33%, ремонтных (около 18%) и непосредственно эксплуатационных - 33%. Затраты на беспилотные полеты ниже на 10%.
     Затраты на ремонт воздушно-космического аппарата являются одной из самых неопределенные статей расходов. Интересны зависимости стоимости одного полета от стоимости нового аппарата, которые были привлечены при анализе эксплуатационных расходов различных авиационных и аэрокосмических систем. Они составляют (в процентах): для "Торнадо" (Tornado) - 0,004, В-747 - 0,006, "Конкорд" (Concorde) - 0,008, Х-15 - 2,3, "Шаттл" - 1,8, "Зенгер-Хорус" - 0,55.

    

     Авиационно-космические фирмы Японии приступили в 1986 г. к реализации программы научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ в области гиперзвуковой техники. Исследования велись по трем основным направлениям: создание беспилотного крылатого аэрокосмического летательного аппарата "Хоуп" (HOPE - в переводе "Надежда"), выводимого на орбиту с помощью ракеты-носителя "Эйч-2" (Н-2), которая должна была быть введена в эксплуатацию в 1996 г.; разработка и ввод в эксплуатацию в 2006 г. универсального одноступенчатого пилотируемого аэрокосмического самолета с горизонтальными взлетом и посадкой типа "НАСП"; исследования целого ряда вариантов перспективных маршевых двигательных установок аэрокосмических аппаратов, включая турбопрямоточные, гиперпрямоточные воздушно-реактивные двигатели, а также двигатели со сжижением атмосферного воздуха в процессе полета летательного аппарата и использованием полученного жидкого кислорода в качестве окислителя с жидким или шугообразным водородом.
     Летательный аппарат "Хоуп" стартовой массы в 10 т, посадочная масса 8 т. Длина крылатого аппарата 10 м, размах крыльев - 9,2 м. Масса полезного груза 3 т. Основное назначение корабля - периодическое снабжение японской многоцелевой лаборатории "ДЖЕМ" (JEM) в составе американской космической станции. Головной разработчик - Национальное управление космических исследований (NASDA).


Рисунок из рекламного проспекта компании Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. (1995 г.)

     Проектные изыскания по пилотируемому перспективному космическому летательному аппарату ведет Национальная аэрокосмическая лаборатория (NAL) совместно с промышленными фирмами "Кавасаки", "Фудзи" и "Мицубиси". В качестве базового предварительно был принят вариант, предложенный лабораторией НАЛ (NAL). Основной задачей этого летательного аппарата со стартовой массой 386 т является доставка экипажа из четырех человек и полезного груза массой 10 т на орбиту высотой 500 км.
     Лаборатория НАЛ планирует проведение работ в четыре этапа. Первый этап был начат в 1986 г. и должен завершиться оценкой предварительных проектов. В этот период начаты исследования по аэродинамике, композиционным материалам и маршевым двигательным установкам. В 1987 г. начато строительство комплекса для испытаний композиционных материалов. В 1988 г. проведены испытания камеры сгорания гиперпрямоточного воздушно-реактивного двигателя и воздухозаборников. Модифицируется, с увеличением диаметра с 0,51 до 1,0 м, гиперзвуковая аэродинамическая труба. В сентябре 1988 г. не удалась попытка запустить экспериментальный двухметровый макет корабля "Хоуп".
     Второй этап предполагает разработку и проверку технологии создания и летной эксплуатации аэрокосмического самолета. Проблемы гиперзвукового полета и режимов работы маршевой двигательной установки будут изучаться на этом этапе с использованием пилотируемых летательных аппаратов, а проблемы, связанные со сходом с орбиты и входом в атмосферу, - с использованием беспилотных аппаратов.
     Третий этап - разработка опытного образца аэрокосмического самолета - по плану должен быть завершен в 2006 году летными испытаниями.
     Последний, четвертый этап предполагает штатную эксплуатацию летательного аппарата.

     Китайские специалисты исследуют концепцию двухступенчатой космической системы с горизонтальными стартом и посадкой. Первая, гиперзвуковая, разгонная ступень, или самолет-разгонщик, будет иметь фюзеляж длиной около 85 м и шириной 12 м. Двигательная установка разгонщика имеет шесть двигателей с суммарной тягой около 40 т (400 КН). Стартовая масса 330 т. При экипаже два-три человека воздушно-космический самолет будет выводить полезную нагрузку массой 6 т. Самолет-разгонщик со стартовой массой 198 т и посадочной массой 79 т имеет конфигурацию фюзеляжа типа "несущий корпус" и треугольное крыло двойной стреловидности.
     Китайский аэрокосмический аппарат внешне напоминает западногерманский двухступенчатый воздушно-космический самолет "Зенгер", однако отличается от него оригинальной, по оценке французских специалистов, конструкцией смешанной двигательной установки, состоящей из жидкостных ракетных и прямоточных двигателей. В нижней части первой ступени установлены 6 кислородно-водородных и кислородно-метановых жидкостных двигателей с удельным импульсом 370 с и 8 водородных прямоточных двигателей с удельной тягой 3500 с. Вторая ступень представляет собой орбитальный самолет со стартовой массой 132 т и посадочной массой 25,3 т, который оснащен четырьмя кислородно-водородными двигателями с удельным импульсом 460 с.
     При разгоне самолета до скорости, соответствующей М=0,8, работают только жидкостные двигатели, после чего в камеры сгорания прямоточных двигателей начинает поступать горючее. До высоты 9 км и скорости М=1,8-2 жидкостные и прямоточные двигатели работают параллельно, причем по мере того, как при увеличении скорости увеличивается эффективность и тяга прямоточных двигателей, пропорционально уменьшается тяга жидкостных с тем, чтобы удерживать тяговооруженность приблизительно на одном уровне.
     После разделения первая ступень возвращается к месту старта, используя только прямоточные двигатели. Вторая ступень, используя четыре кислородно-водородных двигателя с тягой по 2,1 т и удельным импульсом 460 с, выходит на эллиптическую орбиту высотой 100-300 км. В апогее с помощью жидкостного двигателя сообщается приращение характеристической скорости, в результате чего самолет выходит на круговую орбиту высотой 500 км.
     Орбитальный самолет имеет внешнее сходство с американским "Спейс Шаттлом". После выполнения программы полета орбитальный самолет сходит с орбиты, производит снижение в атмосфере и посадку, как гиперзвуковой планер типа "Спейс Шаттл".
     В обобщенном виде, сравнивая воздушно-космические транспортные системы вертикального и горизонтального старта, разработчики в Китае утверждают, что стартовые массы обоих типов достаточно близки. Метод горизонтального старта универсален при условии оснащения всех подходящих аэродромов криогенными системами, масса взлетного и посадочного шасси с горизонтальным стартом существенно превосходит массу посадочных средств вертикально стартующих систем.

    

     Работы по программе "ХОТОЛ" (HOTOL) были начаты в 1982 г., когда английские фирмы "Бритиш аэроспейс" и "Роллс-Ройс" на собственные средства провели поисковые проектные исследования соответственно по одноступенчатым аппаратам с горизонтальными взлетом и посадкой и по маршевым двигателям для них. В результате был предложен проект полностью многоразового беспилотного аппарата "ХОТОЛ", основными назначениями которого являются выведение спутников на низкую орбиту и материально-техническое обеспечение космической станции, включая доставку космонавтов в пилотируемой капсуле, размещаемой в грузовом отсеке.
     Высокая экономичность "ХОТОЛа" достигается за счет исключения из его конструкции элементов и систем одноразового использования и сокращения затрат на предполетные операции. Значительную экономию эксплуатационных расходов дает практически полная автономия полетных операций, обеспечиваемая бортовыми радиоэлектронными системами.
     Основные характеристики: взлетная масса 196-250 т; посадочная масса 34-47 т; масса полезного груза на орбите 300 км - 7-11 т; длина 60 - 62 м, размах крыла 19,7-20 м, диаметр фюзеляжа 5,7 м. Вид старта: основной вариант - разгонная аэродромная тележка, возможный вариант - воздушный старт с самолета-носителя. Длина взлетной полосы 2,3-4 км. Общий ресурс двигателя 120 полетов.
     Ключевым фактором, определяющим технический успех в реализации проекта "ХОТОЛ", являлось использование в составе принципиально новой маршевой кислородно-водородной двигательной установки, способной функционировать последовательно в режимах воздушно-реактивного и жидкостного двигателей. С момента старта и до высоты 25-28 км (М=5) в течение 9 мин, двигатель работает в режиме воздушного с использованием атмосферного воздуха, сильно охлажденного бортовыми средствами, а затем, до высоты 88-90 км, работает в режиме жидкостного двигателя. Довыведение полезного груза на расчетную орбиту осуществляется с помощью кислородно-водородной двигательной установки орбитального маневрирования.
     Главным новым элементом маршевого двигателя является крупногабаритный теплообменник, примыкающий к задней части воздухозаборника. В теплообменнике происходит глубокое охлаждение поступающего в двигатель воздуха за счет запаса холода в жидком водороде, что позволяет продлить работу двигателя в режиме воздушно-реактивного до скорости М=5. Обычные турбореактивные двигатели имеют предельное М=3. Повышение плотности воздушного потока позволяет уменьшить габариты турбокомпрессора. Нагретый водород используется для привода турбины. Кроме того, увеличивается теплосодержание водорода как горючего, компрессор повышает давление воздуха приблизительно до 140 атм. Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания, где взаимодействует с водородом, отработанным на турбине и подаваемым частично из бака.
     Фирма "Бритиш аэроспейс" предложила правительству программу разработки базовой технологии летательного аппарата "ХОТОЛ", состоящую из двух трехгодичных циклов. В соответствии с ней изготовление должно было быть начато в 1994, а первый полет запланирован на 2000 г.
     В июле 1988 г. английское правительство отказалось от дальнейшего финансирования проекта "ХОТОЛ", поскольку затраты (порядка 6 млрд. фунтов стерлингов), необходимые для его доведения до стадии производства, слишком велики для одной Англии. Правительство делает ставку на быстрейшую экономическую отдачу от финансирования космических программ, а проект "ХОТОЛ" этому условию не отвечает.
     Обращения фирм "Бритиш аэроспейс" и "Роллс-Ройс" к Европейскому космическому агентству (ESA) с предложением официально признать и финансировать программу "ХОТОЛ" закончились безрезультатно. Попытки фирм-разработчиков привлечь частный капитал британских и зарубежных аэрокосмических фирм для спасения программы также не увенчались успехом.
     В сентябре 1990 г. фирма "Бритиш аэроспейс" и Министерство авиационной промышленности СССР в ходе авиационно-космической выставки "Фарнборо-90" подписали соглашение о проведении совместных исследований по оценке технических возможностей и экономических аспектов использования находящегося в эксплуатации советского тяжелого самолета-носителя Ан-225 ("Мрия") для запуска воздушно-космического самолета "ХОТОЛ".

Воздушный старт позволяет применить в составе воздушно-космического самолета вместо ранее предполагаемой комбинированной маршевой двигательной установки связку из четырех кислородно-водородных двигателей, поставляемых Советским Союзом. Кроме того, воздушный старт заменяет пуск со стартовой разгонной тележки и обеспечивает воздушно-космический самолет некоторой начальной скоростью на высоте, где плотность атмосферы меньше.
     Основные характеристики "ХОТОЛа" с воздушным стартом: полная масса космического самолета 250 т; масса полезного груза на высоте 275 км и наклонением орбиты 7°- 5,5-8 т; длина 36,15 м; размах крыла 21,6 м.
     Полет "ХОТОЛа" в составе самолета-носителя Ан-225 заканчивается разделением на высоте 10 км при скорости М=0,8, после чего следует горизонтальный разгон до М=5. С этого момента начинается маневр выхода "на горку" с перегрузкой 1,4 до высоты около 20 км и М=2,5-3. Далее происходит набор высоты па полубаллистической траектории с использованием тяги двигателей и подъемной силы крыла. Подъем осуществляется с постоянным углом наклона траектории к горизонту до высоты около 80 км и скорости при М=18-20. Тяга двигателей дросселируется, чтобы уровень перегрузки не превышал 3 единиц. Затем угол подъема уменьшается, и на высоте почти 90 километров при скорости М=27,2 космический самолет выходит на эллиптическую орбиту с перигеем 70 километров и апогеем 300 км.

Испытание процесса разделения в аэродинамической трубе
Исследование процесса разделения самолета-носителя Ан-225 и "ХОТОЛа" в аэродинамической трубе.

     Управление полетом "ХОТОЛа" на участке выведения осуществляется отклонением маршевым двигателей рулевыми двигателями на концах крыла, а также с помощью выдвижного переднего горизонтального оперения, стабилизатора и элеронов при управлении по каналу крена.
     При входе в атмосферу управление полетом, при убранном оперении, обеспечивается двигателями на концах крыла. При движении в плотных слоях атмосферы управление полетом осуществляется с помощью выдвижного переднего стабилизатора, элеронов и подфюзеляжного щитка.

     Некоторые выводы по зарубежным разработкам.
     Установлено, что при достижимых на сегодняшний день уровнях среднего по траектории удельного импульса тяги до 450 единиц и относительной массе конструкции 0,15 создание одноступенчатого аппарата с маршевыми жидкостными ракетными двигателями нереально. Исследованы варианты одноступенчатых аппаратов с двухтопливными маршевыми ракетными двигателями, которые работают сначала на кислородно-углеводородном топливе с горючим высокой плотности, а затем переключаются на кислородно-водородное топливо с высоким удельным импульсом тяги. Двигатели снабжаются двухпозиционными соплами, увеличивающими степень расширения продуктов сгорания на втором режиме. Эти двигатели дают заметное снижение массы сухой конструкции летательного аппарата.
     Оценка массовых характеристик летательных аппаратов показывает, что возможно достижение характеристик порядка 1,4% (отношение массы полезного груза к стартовой массе) при конструктивном совершенстве 0,082-0,113 (отношение массы конструкции к массе топлива). Диапазон изменения координат центра давления создает определенные трудности для продольной и путевой балансировки, а также устойчивости полета.
     Анализ одноступенчатых летательных аппаратов с комбинированными маршевыми двигательными установками, способными работать в режиме воздушно-реактивных и жидкостных ракетных двигателей, дает возможность сделать вывод о том, что массовые характеристики этих двигателей, включая зависимости массы воздухозаборников от тяги, внутреннего давления и температуры, являются фактором, определяющим реальность создания таких летательных аппаратов. Могут быть достигнуты характеристики относительной массы полезного груза к стартовой массе до 2% при конструктивном совершенстве около 0,17. Однако, несмотря на высокий удельный импульс тяги комбинированного маршевого двигателя, из-за большой массы конструкции сохраняется значительная чувствительность характеристик. Небольшое ускорение движения аппарата по относительно низкой траектории приводит к большим лобовым сопротивлениям и высокому уровню нагрева конструкции. Кроме того, горизонтально стартующие летательные аппараты с полными топливными баками рождают проблему аварийной посадки, особенно непосредственно после старта.
     Требуемый уровень технологии для создания одноступенчатых летательных аппаратов так высок, что следующее поколение западно-европейских ракет-носителей будет создаваться на основе одного или двух вариантов двухступенчатых летательных аппаратов: с маршевыми жидкостными ракетными двигателями, вертикального взлета и горизонтальной посадки обеих ступеней или горизонтальных взлета и посадки с маршевой воздушно-реактивной установкой на первой ступени и жидкостным ракетным двигателем - на второй.
     Исследовались схемы многоразовых крылатых двухступенчатых летательных аппаратов с двухтопливными маршевыми двигателями на обеих ступенях: кислородно-углеводородные и кислородно-водородные жидкостные двигатели с неподвижным соплом на первой и двухпозиционным - на второй ступенях для вертикально взлетающих аппаратов и комбинированные турбопрямоточные или турбо-ракетнопрямоточные двигатели на первой и на второй ступенях кислородно-водородные ракетные двигатели для летательных аппаратов горизонтального взлета.
     Возвращение на Землю обеих ступеней обеспечивается с помощью крыльев и посадочных шасси в составе ступеней. Первые ступени осуществляют дозвуковой крейсерский полет с использованием воздушно-реактивных двигателей. Если разделение ступеней будет происходить при скорости более 1000 м/с, то ступень может планировать к стартовой позиции в безмоторном режиме, то есть без воздушно-реактивного двигателя.
     На следующих этапах работ предполагалось исследование по ключевым проблемам создания таких летательных аппаратов.
     В многоразовых транспортных системах, так же как и в ракетах-носителях разового применения, необходимо размещение криогенного топлива в бортовых баках. Ракетные системы являются, фактически, летающими баками. Масса баков составляет 20-30 % от массы сухой конструкции планера горизонтально взлетающих летательных аппаратов, для вертикально стартующих ракет эта величина еще больше. Поэтому естественно стремление к созданию несущих баков, объединяющих функцию баков и фюзеляжа. Отличием водородных баков от других криогенных емкостей является их предельно низкая температура компонента - -253°С и вытекающие отсюда особенности конструкции. Геометрические размеры баков имеют свои обоснования. Например, при том же давлении в газовой подушке и других одинаковых критериях толщина стенки бака растет при увеличении диаметра бака, тогда как масса бака, приходящаяся на единицу массы топлива, остается постоянной. Масса криогенной теплоизоляции на больших баках относительно меньше, чем на баках малых размеров, так как масса изоляции изменяется пропорционально площади внешней поверхности баков, тогда как масса топлива увеличивается пропорционально объему.
     В течение 1986-1988 гг. по инициативе центра КНЕС (CNES) ряд французских фирм проводили всесторонние исследования создания перспективных многоразовых летательных аппаратов, который должны прийти на смену системе "Ариан-5 - Гермес". Рассматривались одноступенчатые (SSTO) и двухступенчатые аппараты.
     В начале 70-х годов перед принятием окончательного решения был выполнен большой объем проектных исследований по различным вариантам ускорителей для многоразового космического корабля "Спейс Шаттл". Особый интерес представляли два проекта ускорителей с жидкостными двигательными установками. В первом варианте предлагалось использовать один большой крылатый ускоритель, созданный на базе первой ступени ракеты-носителя "Сатурн-5" с пятью маршевыми двигателями F-1. Стартовая масса составляла 1810 т, масса возвращаемого ускорителя - 315 т. Во втором варианте предполагалось иметь в составе космического комплекса один большой ускоритель с вытеснительной системой подачи топлива. Стартовая масса составляла 1910 т, масса возвращаемого ускорителя - 221 т. Конструкция была рассчитана на ударные нагрузки при падении ускорителя в океан. Оба варианта были отвергнуты.
     Рассматривались другие проекты крылатых жидкостных ускорителей, разрабатываемых применительно к существующей схеме "Спейс Шаттла". На участке выведения предполагалось держать крылья и стабилизаторы в сложенном состоянии, с шарнирными узлами в корневой зоне аэродинамических поверхностей. Это делалось для того, чтобы вписаться в зону размещения твердотопливных ускорителей и свести к минимуму влияние на конструкцию космической системы, ее аэродинамические характеристики и на наземные устройства. Перед входом в атмосферу крылья и носовые стабилизаторы ускорителя раскрываются и занимают рабочее положение. Требуемая пространственная ориентация на этом участке полета обеспечивается двигателями реактивной системы управления. Скорость входа в атмосферу достаточно мала - 1500 м/с, поэтому нет необходимости в специальной тепловой защите конструкции. По мере достижения дозвуковой скорости ступень совершает разворот на 180 и осуществляет возвратное планирование на участке протяженностью около 46 км до высоты 2500 м, откуда начинается крейсерский полет жидкостного ускорителя к стартовой позиции с использованием двух турбовентиляторных воздушно-реактивных двигателей.
     Предлагавшиеся полностью многоразовые ускорители для "Спейс Шаттла" в автоматическом режиме возвращаются на стартовую позицию и не требуют для своего спасения из океана специальных судов, устройств и личного персонала. Предполагалось использовать разработанную для крылатых ракет технологию автоматического наведения и управления полетом.
     Перспективная ракета-носитель ALS проектировалась с учетом возможности повторного использования некоторых элементов конструкции, имеющих высокую стоимость, с целью обеспечения минимальных затрат и, соответственно, минимальную стоимость жизненного цикла транспортной системы. Маршевые двигатели и радиоэлектронные системы ракеты-носителя объединены в приборно-двигательный модуль Р/А. Стоимость маршевой двигательной установки составляет, как известно, значительную долю в общей стоимости носителя, как у всех существующих ракет.
     В составе базового варианта ракеты-носителя ALS центральный блок с одним модулем Р/А и ускоритель с двумя модулями. Каждый приборно-двигательный модуль имеет три маршевых кислородно-водородных двигателя. Через несколько минут после старта ракеты-носителя происходит включение шести маршевых двигателей ускорителя первой ступени, после чего ускоритель отделяется от центрального блока. Затем выполняется отделение модулей Р/А от ускорителя: они продолжают полет по суборбитальной траектории и с небольшой скоростью входят в атмосферу, происходит торможение, раскрывается система парашютов и модуль осуществляет спуск на воду или сушу. При посадке на сушу применяются воздушные амортизационные мешки. В связи с тем, что конструкция модуля подвергается воздействию высоких температур, вход в атмосферу осуществляется запрограммировано носовой частью модуля, конструкция которой обеспечивает необходимую работоспособность.
     Отделение модуля от центрального блока осуществляется после схода с орбиты центрального блока. Модуль отделяется и переводится в другую точку орбиты. В то время как центральный блок входит в атмосферу и разрушается, модуль из точки на орбите переводится в режим торможения, сходит с орбиты, входит в атмосферу носовой частью, а далее срабатывает система спасения, аналогичная находящейся на модуле первой ступени.
     Представленный вариант конструкции модуля Р/А может быть применен не только в составе ракеты-носителя ALS, но и на других ракетах, например, "Шаттл-С", с целью возвращения на Землю дорогостоящих систем ракеты-носителя для их повторного штатного использования, а также на пилотируемых и грузовых возвращаемых аппаратах баллистического типа.
     Самым радикальным направлением модернизации "Спейс Шаттла" и самым перспективным, по оценке НАСА, является замена применяющихся сейчас стартовых твердотопливных ускорителей жидкостными.
     Изучалось несколько концепций жидкостных ступеней. С сентября 1987 г. по контракту НАСА фирмами "Дженерал Дайнэмикс" и "Мартин Мариетта" проводятся исследования в этом направлении. Был предложен проект, предусматривающий использование на "Спейс Шаттле" двух полностью многоразовых ускорителей, которые после выведения возвращаются к месту старта и совершают горизонтальную посадку на посадочную полосу. Отличительной чертой проекта является максимальное использование существующего оборудования "Спейс Шаттла". В частности, в качестве основной двигательной установки в жидкостной ступени применяется пять маршевых двигателей ССМИ "Спейс Шаттла" и используется шасси. Топливный бак идентичен топливному отсеку "челнока", стартовые жидкостные ускорители имеют складывающееся крыло.
     Преимуществом проекта является относительно малая стоимость создания благодаря использованию в его конструкции большинства подсистем "Спейс Шаттла". Достоинством является новое качество ступени, связанное с гибкостью и безопасностью, в связи с тем, что имеется возможность регулирования тяги и выключения жидкостного двигателя в любое время.
     Из-за уменьшения тепловых потоков и отсутствия ударных перегрузок на этапах полета ступень возвращается на Землю в неповрежденном виде.
     Перед разработчиками аэрокосмических летательных аппаратов поставлены трудные задачи. Прежде всего, масса сухой конструкции летательного аппарата должна быть на четверть меньше массы, получающейся при современной технологии, рабочий ресурс должен превышать ресурс "Спейс Шаттла" в пять раз, удельная стоимость должна быть снижена в 10 раз.
     Основными направлениями в решении этой проблемы, кроме разработки высокоэффективных маршевых двигателей, является создание перспективных материалов. Для нагреваемых в полете элементов конструкции и теплозащитных систем аэрокосмических летательных аппаратов используются суперсплавы и перспективные алюминиевые и титановые сплавы, композиционные материалы на полимерной матрице, на металлической матрице из алюминия и титана и углерод-углеродных композиционных материалов.
     При создании системы наведения и управления полетом особое внимание уделено адаптивности в части обеспечения автоматизированного и активного управления полетом. Автоматический и постоянный контроль состояния бортовых систем и конструкции станет основой обеспечения безопасности.
     Фирма "Дженерал дайнемикс" в США провела ряд интересных исследований в области многоразовых жидкостных ускорителей для "Спейс Шаттла". Жидкостной ускоритель обеспечивает больше возможностей по энергетике и по гибкости программы выхода из нештатных ситуаций в полете. Решалась задача целесообразности спасения ускорителя целиком или только маршевых двигателей. Фирма располагала результатами многих исследований по вопросу возвращения и приземления ускорителей в районе стартовой позиции, при этом за основу бралась схема, аналогичная возвращению на Землю современного орбитального корабля "Шаттл". Однако, по оценке фирмы, этот способ был связан с большими затратами на разработку. Чтобы совершить разворот и обратный полет, ускоритель должен иметь крылья, воздушно-реактивный двигатель (для гарантированного доведения ускорителя до посадочной площадки), посадочное шасси и другие связанные с этим средства. Затраты на разработку такого ускорителя превышали бы в 3-4 раза затраты на создание одноразового ускорителя. Этот вопрос, практически, становится главным в этом направлении поиска экономически эффективных систем.
     В исследованиях фирмы показано, что наиболее приемлемые был бы вариант двигательной установки как агрегата, стоимость которого составляет больше половины стоимости всего жидкостнго ускорителя. Поэтому, учитывая сложность реализации спасения всей ступени, фирма рекомендует спасать и повторно использовать только двигательный модуль.
     Расходы, связанные с разработкой и испытанием систем отделения модуля от ступени и его спасения, приводят к некоторому увеличению затрат на многоразовость. Масса системы спасения четырехдвигательного модуля составляет приблизительно 2,7 тонн, а масса самого модуля - около 19 т. Самым тяжелым элементом являются парашюты - 1,2 т. Эта дополнительная масса заставляет увеличить размеры ускорителя, что дает совокупное превышение массы, по сравнению с массой ускорителя с одноразовыми двигателями, на 23%. Средства спасения двигательного модуля составляют 14% от его массы, в том числе парашюты - 6,3%.
     Следует отметить, что фирма считает сомнительной возможность установления точной разницы между двигателями, рассчитанными на один, четыре или двадцать полетов, и предполагает возможность увеличения затрат на разработку и изготовление двигателей с указанными выше особенностями на 10 % по сравнению с одноразовыми двигателями.
     Наибольшая неопределенность связана с расходами на ремонт двигателей, по которому нет соответствующей статистики. Единственным многоразовым ускорителем является твердотопливный двигательный блок "Спейс Шаттла". По данным НАСА, стоимость восстановленного твердотопливного ускорителя составляет 42 % стоимости вновь изготовленного. Экономические сравнительные показатели одноразовых и многоразовых ускорителей со спасением двигательных модулей показывают, что выигрыш от многоразовости может проявиться ориентировочно после 50 полетов. Совершено очевидно, что решение по такого рода системам должно приниматься на базе более точных данных, особенно по затратам на ремонт и восстановление. Фирма рекомендует при разработке ускорителей вести поэтапное приближение к многоразовой конструкции по мере накопления информации о реальных данных на все виды затрат, связанных с многоразовостью конкретной конструкции.
     Даже неполный обзор разработок ракетно-космических транспортных систем говорит о значимости сложившихся тенденций в их совершенствовании. Оценивается, что с созданием "Спейс Шаттла" и "Энергии-Бурана" сделан первый шаг в направлении многоразовых систем. Мир готовится сделать следующие шаги, потому что действие объективных законов стоимости и эффективности выведения полезных нагрузок на орбиту становится главным в превращении космоса еще в одну сферу полезной и рациональной деятельности человека.

     Принципиально новый класс летательных аппаратов в виде экспериментального воздушно-космического самолета разрабатывался в КБ генеральных конструкторов А.Н.Туполева и В.Чепкина. Отечественная авиационная промышленность располагала научным и техническим заделом, позволяющим приступить к разработке этого аппарата. По оценке разработчиков, воздушно-космический самолет способен совершать 100-150 полетов в космос. Такой самолет, взлетая с обычного аэродрома, обеспечит регулярную доставку полезной нагрузки на околоземную орбиту, поддерживая нужную интенсивность полетов при существенно уменьшенной удельной стоимости доставки.
     Авиационная наука и технология вплотную подошли к созданию двигателей для воздушно-космического самолета. Есть, по крайней мере, так говорят создатели этих систем, образцы необходимых жаропрочных материалов, проведены полеты самолетов на жидком водороде, проведены испытания гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей на скоростях выше скорости звука более, чем в семь раз. Такие предпосылки имеют ключевое значение для преодоления технического барьера, который стоит на пути создания гиперзвукового одноступенчатого многоразового воздушно-космического аппарата, способного выходить на орбиту после горизонтального старта и полета. Однако создание такого самолета, как подчеркивают разработчики, станет возможным только в результате получения исключительных революционных достижений в материаловедении, технологии, двигателестроении, приборостроении, широкого применения вычислительных комплексов на базе высших уровней электронной техники.
     Фирма "Бритиш аэроспейс" и КБ им О.Антонова (Украина) проводили совместные исследования по оценке технической возможности и экономических аспектов использования варианта воздушно-космической системы "ХОТОЛ", запускаемого с тяжелого самолета-носителя Ан-225, в качестве экономичного средства доставки спутников на околоземные орбиты. Самолет-носитель "Мрия" сможет доставлять "ХОТОЛ" из Европы к экватору, после чего производить его запуск. После выведения спутника самолет может совершать посадку на подготовленном аэродроме. В случае получения обнадеживающих результатов предполагалось сделать этот проект международным и предложить полученный вариант в качестве перспективного для замены ракеты-носителя "Ариан-3", который, несомненно, может конкурировать с западно-германским проектом двухступенчатого воздушно-космического самолета "Зенгер". В составе маршевой двигательной установки предполагалось использовать четыре двигателя советского производства (Воронежское КБ "Химавтоматика"), разработанных на базе РД-0120.
     На январь 1991 г. двигатель РД-0120 в восьмистах стендовых испытаниях наработал 165000 с. Это двигатель со ступенчатым регулированием степени расширения сопла. На малой высоте, до 15 км, двигатель работает со сложенным сопловым насадком. По мере набора высоты сопловой насадок выдвигается, и это позволяет избежать потерь тяги и удельного импульса. Двигатель замкнутой схемы с газогенератором, работающим с избытком горючего и производящим восстановительный турбогаз. Двигатель обеспечивает подачу горячего газа для наддува баков и механизма качания камеры сгорания, насадок сопловой неохлаждаемый - одноразовый. Масса по сравнению с американским двигателем ССМИ (SSME) меньше. По уровню удельного импульса в вакууме двигатель находится между усовершенствованным двигателем ССМИ и АТС-50, разрабатываемым для "Зенгера".
     После четвертьвекового перерыва работы над аппаратом типа "Спирали" были возобновлены под руководством Г.Е.Лозино-Лозинского. Теперь этот проект назывался многоцелевой авиационно-космической системой аэродромного базирования, сокращенно "МАКС". Этот проект предусматривает использование самолета Ан-225 "Мрия" в качестве носителя. Орбитальный самолет-космоплан меньше и легче "Бурана". В беспилотном варианте "МАКС" выводит на околоземную орбиту 220 км груз весом 9,5 т, в пилотируемом, с экипажем из двух человек - немногим более 8 т. Двигатель космоплана трехкомпонентный. После отделения от самолета-носителя двигатель работает в режиме кислородно-керосинового с небольшой добавкой водорода, развивая максимальную тягу порядка 300 т. После выхода из атмосферы, где имеет значение удельная тяга, двигатель космоплана работает на смеси кислорода с водородом.
     Топливный бак - единственный одноразовый компонент системы "МАКС". После полной выработки топлива бак сбрасывается. Бак, отделившись на суборбитальной траектории, на высоте около 200 км сгорает в атмосфере.
     МАКС не требует стационарного космодрома и полей отчуждения, экваториальные орбиты, удобные для запуска стационарных спутников, достигаются самолетом-носителем, выводя космоплан на любую требуемую широту, вплоть до экватора.
     Масса самого аэрокосмического минисамолета составляет всего 24 т, что примерно равно массе орбитального самолета "Гермес". Вся собранная система орбитального самолета со сбрасываемым топливным отсеком устанавливается на фюзеляже самолета "Мрия".
     Разработчики этой системы считают, что расходы на разработку "МАКСа" окупятся за 4-5 лет, при этом предусматривалось от 50 до 100 полетов в год.
     По структуре стоимость полета космического минисамолета состоит, во-первых, из затрат на подготовку полета, которые составляют 5,6% от общей суммы затрат и примерно поровну делятся между космическим самолетом и самолетом-носителем. Затраты на горючее составляют 1,3%, производство и эксплуатация - 1,7%, амортизационные расходы системы, в том числе производственные и эксплуатационные - 4%, затраты на расходуемые материалы - 10%; в сумме все эти виды затрат составляют 23,4%. Страхование - 12%. Расходы на разработку, отнесенные к одному полету составят 33,3%, планируемая прибыль - 6,7% от общей суммы.
     Разработчики предусматривали применение воздушно-космического самолета для выведения полезных грузов на низкие орбиты и возвращения на Землю, для обслуживания орбитальных станций, сбора космического "мусора", ведения инспекции, в том числе под контролем ООН.
     Результаты исследований позволяют утверждать, что из всех возможных многоразовых средств космической транспортировки требованиям коммерческого грузового потока наиболее полно удовлетворяют одноступенчатые крылатые космические самолеты. Одноступенчатый космический самолет захватывает воображение: решаются проблемы старта с любого современного аэропорта, всеазимутального полета, можно использовать любые траектории с глубоким маневром, не привязываясь к одной плоскости и одной орбите, образовывается традиционный промышленный цикл использования этой транспортной системы наряду с обычными самолетами.
     Однако путь создания такого аэрокосмического самолета достаточно долог. Для реализации этой схемы требуется конструктивное совершенство более высокого порядка, чем нынешние достижения в технологии. По этим причинам выработалась программа поэтапного достижения таких характеристик. На первом этапе создается экспериментальный самолет, который дает возможность пройти путь к освоению гиперзвуковых полетов, техники и двигателей. Одновременно в этом варианте решается прикладная задача создания высокоскоростного авиационного транспорта, приближая такие системы к использованию не только в грузовом, но и пассажирском варианте. На втором этапе, который, видимо, начнется не раньше нового столетия, схема приобретет свой окончательный вид.
     Но экономические требования, навязшие в зубах, выдвигаются уже сейчас, и достаточно остро. Какие же пути и дальнейшие шаги рациональны сегодня? Естественно, начатый путь создания одноступенчатого космического лайнера будет продолжен. Аэрокосмическая отрасль имеет все предпосылки к этому. Но в плане сегодняшней постановки и более скорой отдачи сложилось направление создания многоразовых систем на базе имеющихся уже современных разработок и реальных достижений технологии, которые должны дать нужный экономический эффект. Просматривался промежуточный этап между перспективной схемой одноступенчатого аэрокосмического самолета и существующими многоразовыми системами "Спейс Шаттл" и "Энергия-Буран".

     Выгодна ли многоразовость? Для упрощения рассуждений представим себе для сравнения две ракетно-космические транспортные системы: одна - ракета-носитель, одноразовая, другая - многоразовая, обе грузоподъемностью 30 т. Понятие грузоподъемность у ракетчиков подразумевает массу полезного груза, выводимого на опорную орбиту. Стартовая масса многоразовой в два раза больше, чем одноразовой. Эти цифры взяты из реальных проектов, и все остальные условия для сравниваемых ракет одинаковы. Имеется в виду, что старт вертикальный, количество заправляемых компонентов пропорционально массе ракеты, производственные мощности и экспериментальная база специализированы, надежность ракетных систем принята на уровне 0,9. Отличие многоразовой ракеты в принципе связано с наличием на ее борту средств возврата всех элементов системы и с необходимостью выполнения определенного объема работ после посадки ракеты, связанных с восстановлением части элементов и систем, профилактикой и приведением в состояние готовности к пуску.
     Для оценки примем, что жизненный цикл многоразовой ракеты составляет десять полетов. Для осуществления десяти уверенных пусков потребуется, исходя из принятой надежности, одиннадцать одноразовых ракет. При этом на низкой околоземной орбите окажется 300 т полезного груза. Многоразовая система в такой же операции потребует, с учетом расчетной надежности, две ракеты.
     Если принять, то трудовые затраты на изготовление, сборку, профилактику и регламент пропорциональны массе ракеты, а это предположение подтверждается данными по реальным ракетным системам с определенной для экономических расчетов точностью, то количество ракет, необходимых для многоразовой системы, следует увеличить на 40 %. Эта величина соответствует среднему объему работ на восстановление ракеты к новому полету. Таким образом, многоразовых ракет должно быть 2,8. Если же привести эту цифру к одноразовым, следуя тому же принципу, необходимо ее увеличить в два раза, учитывая степень превышения массы многоразовой ракеты по сравнению с одноразовой. Итак, получаем, что необходимы затраты, соответствующие производству 5-6 одноразовых ракет. Значит, для выполнения программы запуска на орбиту одинаковой массы полезных грузов одноразовых ракет потребуется в два раза больше. После пяти-шести пусков одноразовые ракеты, по затратам на реализацию программы, уже не выгодны.

Сравнение одноразовых и многоразовых систем:

      Укрупненная структура затрат на создание, эксплуатацию одноразовых и многоразовых систем позволяет выделить основные группы затрат: на создание системы в целом, которая включает в себя все виды работ от проектных изысканий до экспериментальной отработки созданной конструкции и наземного комплекса, изготовление ракетных транспортных систем, на программу полетов, эксплуатацию средств наземного обеспечения, обслуживание и ремонтно-восстановительные работы, на расход компонентов топлива и других материалов и, наконец, на отчуждение земель в районах падения отделяющихся отработанных ракетных блоков и агрегатов. Анализ этих затрат позволяет для выработки стратегии в оценке и сравнении затрат упростить структуру за счет исключения в обсуждении примерно равных затрат для обоих видов транспортных систем - одноразовых и многоразовых. Это касается группы затрат на эксплуатацию средств наземного обеспечения, которые составляют от 6,5 до 20 %, и на топливо и другие расходные компоненты от 3,5 до 5 %.
     Затраты, связанные с разработкой ракет-носителей многоразового исполнения в 5-6 раз выше, чем одноразовых ракет, при прочих равных условиях. Имеется в виду, что полезная нагрузка, выносимая на опорную орбиту, одинаковая. Эта группа затрат является основной и составляет 33% от общей суммы затрат для многоразовой системы и, всего лишь, 4,5% для одноразовой системы.
     Стоимость создания средств многоразового использования складывается из разработки авиационных средств возврата - крыльев, стабилизаторов, щитков, шасси, системы управления и приведения на посадку, теплозащитного и теплоизоляционного покрытия, которая составляет 19-20% от общей суммы. Изготовление конструкций и проведение наземной экспериментальной отработки и летных испытаний по стоимости весит от 13,7 до 20 %. Доработки ракетной части блоков, бортовых систем, подтверждение кратности применения блоков составляют по затратам около 10%. Доработка и дооснащение средств наземного обеспечения достигают 20%.
     Следующая компонента в структуре затрат - оплата аренды или отчуждение земель под районы падения отделяющихся частей ракет-носителей, которая, в основном, относится только к одноразовым системам. Стоимость отчуждаемых полей падения определяется соответствующими законами правительства страны, на территории которой находятся эти зоны. По оценке, затраты на отчуждение превышают стоимость создания одноразовой системы в 3-4 раза. Эта, характерная для наших условий, компонента является весьма существенной, так как она приближает затраты на создание одноразовой системы к затратам на многоразовую.
     Переход от одноразовых средств выведения тяжелых полезных нагрузок к многоразовым системам приводит к существенному сокращению объемов производства техники. Так, при использовании в одной космической программе двух альтернативных систем потребное количество блоков сокращается в 4-5 раз, корпусов центрального блока - в 50 раз, жидкостных двигателей для второй ступени - в 9 раз. Таким образом, экономия за счет сокращения объемов производства при использовании многоразовой ракеты-носителя примерно равна затратам на ее создание.
     При расчете затрат на послеполетное обслуживание и ремонтно-восстановительные работы многоразовых систем были использованы имеющиеся фактические данные, полученные разработчиками в результате наземных стендовых и летных испытаний, а также эксплуатации планера орбитального корабля "Буран" с теплозащитным покрытием, самолетов дальней авиации, жидкостных двигателей многократного применения, типа РД-170 и РД-0120. По результатам исследований, затраты на обслуживание и послеполетный ремонт составляют менее 30% от затрат на изготовление новых ракетные блоков. При этом установлено, что увеличение стоимости послеполетного обслуживания и ремонтно-восстановительных работ на 20% приводит к снижению экономического эффекта в расчетной программе на 12%, а увеличение в два раза дает снижение эффекта на 30%. Общие затраты на реализацию программы с использованием многоразовой системы сравняются с затратами при использовании одноразового комплекса лишь при условии, что уровень стоимости послеполетного обслуживания по многоразовой системе возрастает относительно принятого уровня более чем в два раза.

     Исследования показали, что использование одноразовых комплексов выгоднее многоразовой транспортной системы в программах с темпом запуска не более 5 пусков в год, при условии, что oтчуждение земель под поля падения отделяющихся частей будет временным, а не постоянным, с возможностью эвакуации населения, скота и техники из опасных районов.
     Эта оговорка связана с тем, что стоимость отчуждения земель под падение ступеней и обтекателей никогда в расчетах не учитывалась, потому что до последнего времени потери, связанные с отторжением, или даже с временной эвакуацией, никогда не компенсировались и трудно считаемы. А они составляют существенную часть затрат на эксплуатацию ракетных систем. Зарубежные коллеги этих проблем не испытывают, потому что районы падений находятся в основном в акватории мирового океана. В этом плане отечественная ракетно-космическая техника почти устарела. Баллистические трассы стартующих ракет с любого космодрома проходят по территории собственной страны. Поэтому трезвая, достаточно глубокая оценка всех видов потерь, начиная от экологии до прямого нанесения ущерба, может оказаться решающим доводом в пользу "не падающих на землю" конструкций.
     При масштабах программы от 75 и выше пусков за 15 лет преимуществом обладают многоразовые системы, причем экономический эффект от их использования возрастает с увеличением числа пусков.
     Повышение конкурентных качеств многоразовой системы возможно за счет сокращения любой группы затрат, но наиболее очевидными являются затраты на обслуживание и послеполетный ремонт. Необходимость снижения затрат по этой группе подкрепляется настойчивым желанием разработчиков и эксплуатирующих организаций упростить процедуру профилактики до уровня обслуживания пассажирских самолетов. Но это влечет за собой увеличение стоимости разработки.
     Специалисты, проводившие исследования в этой области, приходят к выводу, что все же решающей статьей расходов является стоимость разработки системы. Заявленная реальная или расчетная стоимость разработки многоразовой системы на фоне относительно небольших расходов на одноразовые системы уводит от восприятия будущих эксплуатационных преимуществ и экономических эффектов. Особенно неблагоприятно складывается оценка многоразовых систем, используя пример экономической неэффективности передовой системы "Спейс Шаттл" и системы "Буран". К сожалению, оценка такого рода глубоко не анализируется, но звучит убедительно и усваивается легко. Для квалифицированной оценки необходимо сравнение конкретных структур летательных комплексов. Распространение выводов по одной системе и обобщение до области всех возможных вариантов многоразовых транспорнто-космических систем - некорректно. Выделение средств на разработку поддается известному житейскому правилу: при нехватке ресурсов наиболее приемлемым вариантом становится тот, который запрашивает меньше средств на разработку. Вот почему для космического мира характерны непрерывные модификации существующих систем и чрезвычайно редки новые разработки. Есть у русских пословица: "Ленивый делает дважды, а скупой платит дважды".
     Не менее парадоксальна еще одна сторона в оценке целесообразности ракет многоразового применения. Оказывается, производитель одноразовых систем просто прямой противник многоразовых - одноразовые носители создают для них устойчивое производство в течение длительного времени их применения.
     В нашем представлении, развитие многоразовых систем зависит менее от технических проблем, чем oт эмоционально-психологических. Наше убеждение - следует преодолеть этот барьер. Не приходит же мысль использовать самолет только на один рейс или автомобиль на одну поездку. Почему же ракеты-носители выбрасываются в океан и разрушаются при падении на Землю?
     Ракеты-носители своим рождением обязаны боевым ракетам, где вопрос многоразовости не возникал в принципе. Боевые ракеты проектировались на основе получения максимальной энергетической отдачи. На разработке боевых ракет росла та интеллектуальная сила, которая в настоящее время с большой инерцией перестраивается на рельсы неусложненного представления о ракетных транспортных системах. С другой стороны, действуют объективные законы космической механики и экономической эффективности.
     Повторное использование требует повышенных начальных капиталовложений на величину затрат, связанных с разработкой и отработкой средств возврата, профилактики, восстановления, а также затрат на разработку космического ускорителя или ступени, способных претерпевать многократное нагружение и функционирование, например, двигательных установок многократного включения.
     Вторая составляющая в балансе эффективности многоразовых систем - это вынужденные энергетические затраты ракетных систем на транспортировку органически с ними связанных конструкторских элементов, относящихся к средствам возврата, до достижения ракетой цели своего полета. Фактически масса средств возврата эквивалентна (по энергетическим затратам) массе полезной нагрузки, то есть дилемма многоразовости превращается в вопрос: или возвращаемая транспортная система, реализуемая за счет существенной части полезного груза, или полный полезный груз, но уничтожаемая ракета-носитель.
     Вот совокупность проблем, решение которых не приводит к однозначному выводу об эффективности многоразовых систем. Но наличие бесчисленных вариантов спасения и возврата говорит о том, что космический мир находится на пути принятия более определенного решения в пользу многоразовости ракет-носителей, по крайней мере, используемых в коммерческих целях.

Далее...


Источник: http://www.buran.ru/htm/39-3.htm


Поделись с друзьями



Рекомендуем посмотреть ещё:



Инвестиционный договор плюсы и минусы Как сделать офис лучше


Поэтапное строительство когда ввод в эксплуатацию Поэтапное строительство когда ввод в эксплуатацию Поэтапное строительство когда ввод в эксплуатацию Поэтапное строительство когда ввод в эксплуатацию Поэтапное строительство когда ввод в эксплуатацию Поэтапное строительство когда ввод в эксплуатацию Поэтапное строительство когда ввод в эксплуатацию Поэтапное строительство когда ввод в эксплуатацию

ШОКИРУЮЩИЕ НОВОСТИ