С.В.Александров

ИЗ ИСТОРИИ
МНОГОРАЗОВЫХ ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ
ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ

     Человечество вышло в космос на многоступенчатых баллистических ракетах, созданных изначально как боевые. За 35 лет их эксплуатации выявились серьезные недостатки.
     Во-первых, это одноразовость применения, что влечет за собой дороговизну космического транспорта.
     Во-вторых, это вытекающая из "боевого", "многоступенчатого" прошлого необходимость удаления стартовых комплексов от жилых и промышленных центров и наличия зон для падения отработанных блоков.
     Главным путем решения этих проблем видится переход к многоразовым транспортным системам, а наиболее известные их представители - воздушно-космические самолеты. Харакетерная особенность популярных проектов - самолетная посадка на ВПП, а до этого - плавное торможение в атмосфере, с довольно-большим аэродинамическим качеством.
     Однако попытки создания многоразовых систем на основе крылатых аппаратов ("SPACE SHUTTLE", "Энергия"-"Буран", NASP) не только не привели к снижению стоимости выведения, но и наоборот, необходимость решения технических и технологических проблем вела к значительному удорожанию.
     Самое "больное" место - как раз крылья, теплозащиту которых трудно увязать с аэродинамикой. Необходимость сохранения заданной формы практически исключает или серьезно осложняет применеие абляционной теплозащиты. Плавное - более длительное - торможение в атмосфере ведет к тому, что, хотя и меньшее тепловое воздействие, оказывается большее время.

     Эти проблемы стали очевидны еще в конце 50-х - начале 60-х годов, и тогда же был предложен иной путь.
     Ряд американских специалистов, например инженер фирмы Douglas Ф.Боно, предложили создать одноступенчатую "бескрылую" ракету-носитель, способную как вывести полезный груз на околоземную орбиту, так и спуститься с нее, опять-таки с грузом.
     Вход корабля в плотные слои атмосферы должен выполняться как у "скользящих" СА (или головных частей МБР), что позволит, используя все-таки атмосферу, во-первых уменьшить перегрузки, а во-вторых совершить маневр для посадки в заданном (в определенных, конечно, пределах) месте.
     Но тепловые и аэродинамические нагрузки при этом будут значительно меньше, чем у крылатого аппарата [1, 2].
     После участка аэродинамического торможения скорость такого корабля будет около 50-70 м/с. С высоты в несколько сотен метров эту скорость погасят до 0 м/с. задросселированные маршевые двигатели, использующие либо остатки топлива из основных баков, либо специальный для этого запас. Возможно и применение специальных жидкостных ракетных или турбореактивных посадочных двигателей.
     Система управления кораблем при посадке аналогична лунным посадочным блокам или вертикально-взлетающим самолетам.
     В качестве двигателя на первом этапе предполагалось использовать большое количество относительно-небольших ЖРД, размещенных по кольцу вокруг центрального тела - теплозащитного экрана.
     В дальнейшем должен был применяться ЖРД "Аэроспайк" с кольцевой секционной камерой сгорания и соплом с центральным телом и внешним расширением, испытовавшийся тогда фирмой "Рокитдайн".
     Прорабатывалась и гипотетическая тогда возможность применерия ядерных ракетных двигателей.
     До настоящего времени такие КТС в нашей стране рассматривались только в плане оперативной технической информации, либо как рассуждения о том, что и такие системы возможны, а анализ развития (к сожалению, только проектов) в открытой печати не проводился.

     Разработка подобных машин началась в США в рамках программ RITA, "Rombus"("Nova"), SASSTO. Однако, в конце 60-х годов эти работы были прекращены.
     Почему? Можно выделить две группы причин: организационные и технические.
     Во-первых, все силы и средства были брошены на программу "APOLLO", что привело к прекращению многих программ, и, когда и ее, в свою очередь, закрыли, потребовалось время, что бы выбрать новые приоритеты.
     Во-вторых, главными заказчиками многоразовых (как и любых других) космических систем были и остаются военные, а им важнее, что крылатый вариант имеет большую маневренность при посадке [4].
     В-третьих, в 60-х годах представлялось, что создать крылатый корабль с использованием опыта авиации будет проще технически, а значит - дешевле.
     И, наконец, в-четвертых, вертикально взлетающие и садящиеся корабли выглядели (да и сейчас выглядят) очень непривычно, психологически труднее принять их как реальные транспортные машины.
     Из технических проблемм главные - возможность создания конструкции с требуемым массовым совершенством и акустические нагрузки.
     Формула Циолковского однозначно определяет соотношение стартовой и конечной масс ракеты, характеристической скорости и удельного импульса двигателя (скорости истечения).
     Характеристическая скорость оперделяется высотой орбиты и потерями при выведении, которые из-за специфической формы корпуса (малое удлинение, специфический режим выведения), у одноступенчатой многоразовой ракеты будут больше.
     Удельный импульс для водородно-кислородных ЖРД не превышает 450 с (4500 м/с.), а для других распрастраненных компонентов почти на 100 с (1000 м/с.) меньше. Подходящие для проекта RITA ЯРД не созданы и по сей день.
     А соотношение масс заправленной и пустой ракеты определяется ее конструкцией и технологическими возможностями производства.
     В проектах многоразовых космических кораблей вертикального взлета и посадки (МККВВП) первого поколения отношение старовой массы к массе полезной нагрузки меньше этих значений для одноразовых многоступенчатых носителей. Между тем конструкция многоразовых одноступенчатых аппаратов должна была выдерживать аэродинамические и термические нагрузки при входе в атмосферу, ударные нагрузки при посадке, и все это - при конструктивной характеристике по крайней мере не хуже одноразовых ракет, при том, что на перечисленных проектах предлагалось применять подвесные баки и криогенные компоненты.
     Технологические возможности создания таких конструкций в 60-е годы сомнительны. Единственная реализованная конструкция носителя с подвесными баками - советская машина Н-1, но конструктивные характеристики ее блоков - не более 9.
     Выяснилось и еще одно, фатальное для проектов тех лет обстоятельство: как известно, мощность акустического воздействия достигают 10% мощности ракетных двигателей, а с ростом стартовой массы эта цифра, в абсолютном значении, естественно, растет. И при стартовой массе более 4-5 тысяч тонн очень сложно создать ракету (с ЖРД), не рассыпающуюся от собственного звука, которая сможет выйти на орбиту...[6] А масса кораблей "Rombus" и "Itakus" попадает в эту зону. Так, при старте "Itakus" шум в 2.5 раза превышал бы эту величину для "Saturn"- 5 [1].

     Следующий всплеск интереса к МККВВП пришелся на начало и середину 70-х годов. Он обусловлен двумя причинами.
     Во-первых, такие системы рассматривались как возможный вариант системы "Space Shuttle"- альтернатива крылатому аппарату.
     Примерами альтернативных "Шаттлу" проектов являются BETAи SERV.
     А во-вторых подобные, но уже многоступенчатые, системы предлагаются для доставки на околоземную орбиту элементов солнечных космических электростанций (СКЭС), для реализации крупномасштабных межпланетных программ - в них стоимость доставки на орбиту десятков тысяч тонн была решающей.
     Тяжелые и сверхтяжелые ракеты-носители, предложенные в 70-х - 80-х годах расчитаны на значительно больший, чем в настоящее время, грузопоток. В них так или иначе используются элементы системы "Space Shuttle" и результаты, полученные в ходе вышеперечисленных разработок. Отсутствие крупномасштабных космических программ и нерешенность проблемы акустических нагрузок препятствуют реализации проектов VTOVL, фирмы Boeing, "Neptune" ([9, 10, 11]).
     Характерной особенностью проектов МККВВП второго поколения является очевидное ухудшение массовых характеристик - рост относительной массы конструкции при сохранении или снижении массы полезной нагрузки. И это при том, что конструкция и технология производства КЛА значительно ушли вперед - появились новые материалы, методы расчета, реально испытаны двигатели требуемой тяги с требуемым удельным импульсом.
     Конечно, в какой-то степени это связано с более глубокой проработкой конструкции МККВВП 2-го поколения.
     Вместе с тем очевидно, что предельные массовые характеристики приносятся в жертву эксплуатационным требованиям - многоразовости, удобству межполетного обслуживания. На аппаратах появляются, например, крышки сопел маршевых двигателей, вспомогательные ТРД, убирающиеся шасси.

     3 апреля 1993 года на заводе фирмы McDonnel-Douglas состоялся вывоз из сборочного цеха "летающего стенда" DC-X - прототипа МККВВП DC-Y "Delta Clipper".
     Этот аппарат 16 августа 1991 года объявлен победителем конкурса - программы SSTO (Single Stage To Orbit), предполагающей создание одноступенчатого многоразового космического корабля. Главным заказчиком выступала "Организация по осуществлению Стратегической Оборонной Инициативы" (ООСОИ).
     Фирма Douglas считает, что "Delta Clipper" должен стать для космонавтики тем же, чем в свое время самолет DC-3 стал для авиации [3].
     Предполагается, что полеты 11.9-метрового DC-X до высоты 9000 м. позволят продемонстрировать саму возможность вертикальных взлета и посадки таких машин, отработать систему управления, конструкцию посадочных аммортизаторов. На "летающем стенде" используются 4 водородно-кислородных ЖРД RJ-10A-4 со стартовой тягой по 9.4 т [3, 12].

     Следующим шагом будет орбитальный аппарат DC-Y длиной 38.8 м. Форма - конус со сферическим затуплением. Предполагается, что DC-Y сможет входить в атмосферу носом (аналогично RITA), что позволит упростить конструкцию ЖРД типа "Аэроспайк".
     Переднюю (верхнюю) часть корабля (почти до половины длины) занимает водородный бак, судя по опубликованным рисункам - несущий. Далее - отсек полезной нагрузки, в котором разместятся кабина экипажа(3 человека), возмозно - катапультируемая, и собственно-отсек ПН, имеющий габариты 4.58 х 4.58 х 6.71 м, погрузка-разгрузка - через откидую крышку в боковой поверхности.
     Ниже расположен подвесной сферический кислородный бак, вокруг него - модульная двигательная установка с давлением в камерах сгорания 185 кг/кв.см. Здесь же - 4 выдвижные посадочные опоры из композиционного материала титан-карбид кремния, разрабатываемые фирмой MBB (аналогично BETA).
     Вообще, только широчайшее применение композиционных материалов, пожалуй, и делает проект реализуемым. В частности носовой обтекатель, работающий при температуре до 1593 град С., должен быть выполнен из КМ "углерод-углерод", обшивка на участке водородного бака и отсека ПН со стороны набегающего потока - из графитоэпоксидного КМ Р75, с противоположной - "сэндвич" с алюминиевыми сотами, силовой набор - из КМ Р100 и сплава "инконель-718", охлаждаемое центральное тело двигателя - КМ на основе карбида кремния.
     Для кислородного бака предполагается применить сплав "Велдамит-049"(алюминий-медь-литий), в двигательной установке планируется использовать сплавы "инкаллой 909", "6-2-42", "улспаллой", "монель".
     И тем не менее, отношение стартовой массы к массе полезной нагрузки - 51.44 - значительно хуже, чем для большинства рассмотренных проектов, а сама полезная нагрузка - 9 т. на низкую орбиту и 4.54 т. на полярную - значительно уступает системам "Shuttle" или "Titan-4". И в рамках СОИ DC-Y предполагалось применять для развертывания системы "Brilliant Pebbles", характеризующейся малой массой доставляемой нагрузки.
     Зато едва ли не главным требованием к "Delta Clipper" является минимальное время межполетного обслуживания. В проект заложена возможность посадки и взлета с неподготовленных площадок, лишь бы позволяла прочность покрытия или грунта. Обслуживание DC-Y будет вестись с машин, вроде тех, что работают с самолетами в аэропортах. Не снижает массу и стремление использовать уже отработанные элементы с других летательных аппаратов, например систему автоматического управления посадкой от штурмовика-СВВП AV-8.
     Но именно такие меры позволят создать транспортную систему, способную сделать космонавтику более доступной и дешевой.