Ракетостроение и космическая техника. Том 11. Транспортные средства обеспечения космических программ - Толяренко Н.В., Мишин В.П., Сердюк В.К., Хлебникова Н.Н.

Author: Толяренко Н.В. Мишин В.П. Сердюк В.К. Хлебникова Н.Н.

Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника космические аппараты космос ракетостроение

Year: 1990

Similar

Ракетостроение и космическая техника. Том 10. Орбитальные космические станции

Проектирование средств выведения космических аппаратов

Зарубежные ракетные двигатели. Средства выведения космических аппаратов

Ракетостроение. Том 7. Транспортная космическая система

Text

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР
ПО НАУКЕ И ТЕХНИКЕ
АКАДЕМИЯ НАУК СССР
ВСЕСОЮЗНЫЙ ИНСТИТУТ НАУЧНОЙ И ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ
(ВИНИТИ)
ИТОГИ НАУКИ И ТЕХНИКИ
СЕРИЯ
РАКЕТОСТРОЕНИЕ
И КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА
Том 11
В. К. Сердюк, Н. В. Толяренко, Н. Н. Хлебникова
ТРАНСПОРТНЫЕ СРЕДСТВА ОБЕСПЕЧЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИХ ПРОГРАММ
Под редакцией академика В. П. Мишина
Серия издается с 1966 г.
1240
МОСКВА 1990
УДК 629.782
Главный редактор информационных изданий ВИНИТИ
профессор П. В. Нестеров
РЕДАКЦИОННАЯ КОЛЛЕГИЯ
информационных изданий ВИНИТИ по машиностроению
Главный редактор — академик АН СССР К. В. Фролов
Члены редакционной коллегии: к. т. и. Т. А. Альперович,
д. т. н. А. В. Бронников, к. т. и. А. Э. Голодницкий, к. т. н. М. И. Гречиков,
к. т. н. В. В. Жоховский, академик АН СССР Н. Н. Исанин,
д. т. н. Н. Н. Колчин, к. т. н. Н. Ф. Малов (ученый секретарь редколлегии),
к. т. н. В. А. Мангу шее, к. т. н. А. Т. Мицевич (зам. главного редактора),
к. т. н. С. Э. Отто, к. т. н. А. М. Петрина, чл.-корр. АН СССР Е. П. Попов,
к. т. н. Ю. П. Струков, чл.-корр. АН СССР О. Н. Фаворский,
к. т. н. 3. Н. Хадзиламбру, к. т. н. Э. М. Цукерман
Научный редактор академик В. П. Мишин
Рецензенты:
д. т. н., профессор В. П. Бурдаков, д. т. н., профессор М. С. Константинов
© ВИНИТИ, 1990
УДК 629.782
ТРАНСПОРТНЫЕ СРЕДСТВА ОБЕСПЕЧЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИХ ПРОГРАММ /
В.К. Сердюк, Н.В. Топяренко, Н.Н. Хлебникова
124U
ВВЕДЕНИЕ
Ракетно-космическая техника становится все более
важным элементом производительных сил общества, мощным
средством проникновения в тайны природы, одним из наибо-
лее перспективных направлений научно-технического прогрес-
са. Исключительно важную роль за последние 10-15 лет
сыграли космические системы на базе связных, навигацион-
ных, метеорологических, природоресурсных и других ИСЗ,
пилотируемые ОКС "Салют", "Мир , а также космические
лаборатории серии Space lab.
Большие потенциальные возможности космических систем
для многих научных, народнохозяйственных и военных иссле-
дований стимулируют создание многообразных КА для реше-
ния широкого спектра задач в интересах различных отрас-
лей. Известно, что для решения каждой конкретной задачи
существует определенный диапазон высот и наклонений ор-
бит, которые условно можно разделить на несколько групп:
низкие околоземные орбиты (с высотами 200-500 км),
синхронные орбиты (включая солнечно-синхронные), геоста-
ционарная орбита,, опорные траектории для доставки КА к
Луне и выведения КА на межпланетные траектории.
Если учесть, что программы космических исследований
для решения тех или иных прикладных задач формируются,
как правило, за много лет до их реализации, то программа
грузопотока, т.е. нагрузка на транспортные средства с той
или иной точностью поддается прогнозированию.

3
Очевидно, что при принятии решения по массовым харак-
теристикам ИСЗ их разработчики ориентируются на опреде-
ленный носитель (иногда, для страховки, на два), точнее на
его энергетические, экономические и эксплуатационные пока-
затели, Естественно также, что при развитии этих средств
их разработчики ориентируются на возможный круг пользо-
вателей с учетом проявившихся тенденций, заявок правитель-
ственных и частных организаций. Таким образом, возможнос-
ти космических исследований и решения с использованием
космической техники народнохозяйственных задач находятся
в прямой зависимости от возможностей транспортных средств,
а последние развиваются с учетом потребностей космических
систем. Нарушение соответствия между "возможностями" и
"потребностями" особенно если космические системы созда-
ются под заявленные "возможности", а последние по тем
или иным причинам не реализуются, может привести к
серьезным последствиям. Показательной в этом смысле яв—
ляется ситуация, сложившаяся в ракетно-космической технике
США.
Ввод в эксплуатацию в 1981 г. ТКА Space Shuttle и .
заявленные его возможности (при наличии 3-4 космических
самолетов и двух стартовых комплексов- до 40 запусков в
год [ 1Dинициировали создание различных исследовательских
и прикладных полезных нагрузок, в том числе в интересах
министерства обороны США, а заявленная стоимость выведе-
ния 200-300 долл./кг [1] , что существенно ниже стоимос-
ти выведения с помощью одноразовых PH (~ 1000 долл./кг
на низкую околоземную орбиту), подтолкнула NASA к приня-
тию решения о свертывании производства одноразовых PH
и работ по развитию таких ракет Г 2 ] . После известной ка-
тастрофы космического самолета Challenger 28 января
1986 г. запуски ТКА Space Shuttle были отложены до
1988 г., запас одноразовых носителей к этому времени был
практически исчерпан, а если к этому добавить последовав-
шие аварии PH Titan [3] » PH Atlas [4] , PH Delta [3] и,
наконец, PH Ariane [5], на которую рассчитывали некоторые
американские фирмы, то становится ясным, почему США бы-
ли вынуждены на значительное время отказаться от запус-
ков каких-либо космических объектов, что поставило в зат-
руднительное положение многие организации, связавшие свои
планы с ТКА Space Shuttle, затруднило развитие ряда
прикладных космических систем (связи, навигации и т.п.).
4
Особенностью грузопотока 80-х годов является появле-
ние в их составе космических объектов не только тех стран,
которые располагают собственными носителями, а и целого
ряда других стран, проявляющих интерес к использованию
достижений космической техники в различных областях и в
первую очередь для развития систем связи, но не обладаю-
щих собственными транспортными средствами. Такие страны
(Канада, Швеция и др.) разрабатывают ИСЗ усилиями соб-
ственных фирм или заключают контракты на их изготовление
с фирмами, уже имеющими опыт создания, а выведение на
рабочие орбиты осуществляют в рамках межгосударственных
соглашений (или по контрактам) с помощью стран, расйола- .
гающих носителями. Увеличение числа таких VC3 иници-
ировало переход к коммерческим отношениям между органи-
зациями, изготовляющими космические объекты, и органи-
зациями, обеспечивающими их запуск. Развитию этих отно-
шений способствует вовлечение частных фирм в создание •
ИСЗ различного назначения. Эта обстоятельства повлекли за
собой появление быстро развивающегося коммерческого
рынка полезных нагрузок. Так, по состоянию на 1987 г. <
[ 6 ] н& период до 1995 г. в США и Западной Европе пре- ?
усматривался запуск 97 ИСЗ (и только для 36 из них <
был определен носитель, из них для 22 - PH Ariane, а для
П - ТКА Space Shuttle), а уже по состоянию на 1989 г. ;
f 7] - до середины 1990 -х годов ожидается потребность
в запуске не менее 120 коммерческих ИСЗ, в том числе
15% - для правительственных организаций США, 30% - для
коммерческих организаций США, 45% и 10% - для анало- .
гичных организаций других стран, в том числе международ-
ных. По имеющимся данным С 7] , для 55 из этих ИСЗ вы-
бор PH уже сделан. Здесь лидером является семейство PH
Ariane (44 заказа), а в 11 случаях выбраны американс-
кие одноразовые PH. Включились в освоение коммерческого
рынка и другие страны, обладающие носителями, в том чис-
ле СССР и КНР.
Для оценки доли коммерческого рынка в общем грузопо-
токе можно воспользоваться одной из моделей грузопотока
на период до 2000 г., разработанной в США [81 , в соот-
ветствии с которой все космические объекты разделены на
3 группы: объекты, создаваемые по программе NASA и
Других правительственных организаций, объекты, создавае-
мые по программе министерства обороны США,' объекты дру-
5
гих стран-и частных организаций. По этой модели за 15 лет
должно быть выведено на .рабочие орбиты объектов первой
группы 454 ( ~ 30 в год), второй группы 539 ( ~ 36 в
год) и объектов третьей группы, т.е. в основном коммерчес-
ких, 29 8 (~ 20 в год). Даже при том, что данные по ком-
мерческим ИСЗ по этой модели уже оказались занижены по
сравнению с существующим на 1989 г. спросом [9] , они
составляют существенную долю в общем грузопотоке.
Поэтому естественным выглядит появление организаций,
специализирующихся на регулировании отношений между из-
готовителями космических объектов и обладателями транс-
портных средств, в частности Ariane space в Западной
Европе, ”Главкосмос" в СССР и China Great Wall Industry
Corporation Цо] в КНР. Увеличение коммерческого рын-
ка инициировало и разработку модификаций существующих PH,
ориентированных на его обеспечение (например, PH Delta,
PH Titan и др.), а также создание новых коммерческих
PH (PH Conestoga, PH IMLI и др.)
В начале 80-х годов произошло также качественное из-
менение характера грузопотока, проявившееся в появлении
большого числа ИСЗ с высокими рабочими орбитами (синхрон-
ными, солнечно-синхронными и геостационарной), которое пот-
ребовало наращивания энергетических возможностей PH,
реализованного за счет дополнительных разгонных блоков
(например, блок "Д" в СССР [11] , Transtage, Centaur в
США). При этом было предусмотрено, что данные разгонные
блоки могут быть использованы в сочетании с различными
базовыми PH (в частности, PH Titan/Centaur, Atlas/Centaur).
При создании ТКА Space Shuttle такой подход был заложен
в основу формирования структуры транспортной космической
системы США, т.е. такая система включает 2 специализи-
рованных аппарата, один из которых обеспечивает выведение
ПН (включающей и дополнительные разгонные блоки) на
низкую базовую орбиту, а другой - обеспечивает переход
на высокие рабочие орбиты. Необходимость придания верхним
разгонным блокам автономности, относительной независимос-
ти как по отношению к PH, так и к выводимым ИСЗ, приве-
ла к оформлению этих аппаратов в самостоятельный класс -
межорбитальные транспортные аппараты (МТА) [1] . В свя-
зи с этим при планировании доставки ИСЗ на высокие орби-
ты ориентируются не просто на какую-то PH, а на транс-
портную космическую систему в целом (т.е. на сочетание
PH или ТКА с МТА), энергетические и экономические харак-
теристики составляющих которой должны оцениваться сов-
местно.
Таким образом, можно говорить о формировании в сере-
дине 80-х годов определенной инфраструктуры транспортных
средств, состав которой во многом определяется парком PH
в каждой из стран, а также верхних ступеней или МТА, соз-
данных к этому времени.
В СССР основу транспортных космических средств сос-
тавляют одноразовые PH "Восток", "Космос", "Циклон",
"Зенит", "Протон" с грузоподъемностью на низкую около-
земную орбиту от 1,35 т ("Космос") до 20 т ("Протон")
[ 12]. За период с 1970 по 1987 г. было осуществлено
1353 запуска этих PH (в среднем свыше 75 в год). При
этом основная нагрузка легла на PH "Восток" - 844 за-
пуска (в среднем 47 в год). В общем грузопотоке советс-
кие PH обеспечивают более 80% [13] запусков космичес-
ких объектов различного назначения, в среднем за послед-
ние 20 лет более 100 в год [11].
Для выведения на высокоэнергетические орбиты в сос-
таве PH "Протон" используется разгонный блок "Д" [ц],
а в составе PH "Восток" - блоки "Л" и "И" [14].
Существенным усилением парка транспортных средств
явилось создание в 80-х годах PH "Энергия", первый за-
пуск которой был успешно осуществлен 15 мая 1987 г.
[15], так как с ее вводом в эксплуатацию решается проб-
лема доставки на низкие околоземные орбиты полезных
нагрузок массой около 100 т. А в сочетании с КС "Буран"
[15] эта универсальная ракетно-космическая транспортная
система (РКТС)* обеспечит и возвращение на Землю полез-
ных нагрузок достаточно большой массы.
Основу парка транспортных средств США составляют ТКА
Space Shuttle и 4 одноразовые PH: Scout, Delta, Atlas
и Titan, каждая из которых имеет по несколько модифика-
ций. При этом, за исключением ТКА Space Shuttle, введенного
в эксплуатацию в 1981 г., все упомянутые PH были созда-
ны в 60-70-х годах и предполагалось, что с вводом в
эксплуатацию ТКА Space Shuttle они будут сняты с эксплу-
атации.
Однако существенно меньший запланированного темп за-
пусков ТКА Space Shuttle (25 за 6 лет с 1981 по
В соответствии с терминологией выпуска РЖ "Ракето-
строение и космическая техника" (ВИНИТИ).
7
6
1986 г. [13] , вместо 40 в год [1] ) и значительно боль-
шие затраты на один запуск (245 млн. долл. [16] вместо
запланированных 15 млн. долл.) при большом числе ИСЗ,
которые требовалось вывести на рабочие орбиты для выпол-
нения ряда научных, прикладных, в том числе военных прог-
рамм, привели к пересмотру планов. Первым шагом было
решение о реализации запусков коммерческих ИСЗ с исполь-
зованием одноразовых PH, а затем и часть других программ
была сориентирована также на использование одноразовых
PH. В результате параллельно с ТКА Space Shuttle в течение
1980—1986 гг. широко использовались все перечисленные
выше одноразовые PH, при этом на их долю выпало более
3/4 запусков, точнее 90 из 115 (PH Scout -6, PH Titan-
-23, PH Atlas -30, PH Delta -31 [13] . В то же вре-
мя производство большинства из них было практически прек-
ращено, и запуски осуществлялись с использованием изготов-
ленных ранее аппаратов. Поэтому авария космического само-
лета Challenger в январе 1986 г. привела США к очень
сложной ситуации в части реализации многочисленных косми-
ческих программ, так как к этому времени запасы однора-
зовых PH были практически исчерпаны, а кроме того, пос-
ледние запуски PH Titan и Delta оказались неуспешными.
В связи с этим рассматривалась возможность запуска части
ИСЗ с использованием западноевропейской PH Ariane и
даже PH КНР [17].
После возобновления полетов ТКА Space Shuttle в сен-
тябре 19 88 г. [18] программа его использования с учетом
большого числа отложенных запусков космических объектов
в очередной раз была пересмотрена [19,20] . Основными
пользователями этого аппарата останутся NASA и министер-
ство обороны США и только в перспективе, при выходе на
большую частоту запусков пользователями могут стать и
частные, организации. На 1989 и 1990 г. было запланиро-
вано 16 запусков, из них 4 в интересах министерства обо-
роны. К 1992 г. планируется расширить парк космических
самолетов (в дополнение к существующим Columbia, Discovery
и Atlantis • строится КС Endeavour[ 21]). В планах на
отдаленную перспективу [20] до июня 1993 г. предусмотре-
ны 42 запуска ТКА.
Определенную часть грузопотока возьмут на себя сущесч лг
вующие одноразовые PH (Scout, Delta, Atlas, Titan ) с
некоторыми модификациями, направленными на увеличение
грузоподъемности. На использование одноразовых PH NASA
а.
ориентирует ряд собственных научно-исследовательских прог-
рамм, а также частные фирмы. Планирует выведение своих
полезных нагрузок с помощью одноразовых PH и министер-
ство обороны. В планах NASA на период с мая 19 89 г.
по сентябрь 1994 г. (включительно) предусмотрены 44
запуска одноразовых PH, в том числе PH Atlas -9, PH
Delta -12, PH Titan -8, PH Scout -6; для остальных 9
запусков PH еще не выбраны [22].
Для выведения на высокие рабочие орбиты в сочетании -
с ТКА будут использоваться различные МТА, в начале
90-х годов - это традиционные МТА с РДТТ ( Р АМ-А, :
РАМ—D, IUS в перспективе — МТА с ЖРД [1 ].
Расширение рынка коммерческих ИСЗ относительно ;
небольших масс инициировало в США разработку PH малой
грузоподъемности усилиями частных фирм, программа реа-
лизации которых началась в 19 89 г. Характерными в этом
смысле являются проекты PH Liberty фирмы Pacific Ame-
rican Launch Systems [&], PH ILV I фирмы American Rocket
Company [23] и PH Conestoga фирмы Space Services [24].
В развитие транспортной космической системы в США
продолжаются разработки проектов модификаций современно-
го варианта ТКА Space Shuttle, среди которых наибольшее
внимание уделяется вариантам с большой грузоподъемнос-
тью, что объясняется, во-первых, отсутствием в США пос-
ле прекращения эксплуатации PH Saturn V тяжелого носи-
теля и, во-вторых, ожиданием в грузопотоке 90-х годов и
позднее тяжелых полезных нагрузок (элементов орбиталь-
ной космической станции, космических энергостанций и др.),
эффективность которых во многом определяется стоимостью
их выведения. Учет этих факторов прослеживается в наибо-
лее перспективных модификациях ТКА Space Shuttle, в кото-
рых сочетается использование потенциальных энергетичес-
ких возможностей этого аппарата с максимальным использо-
ванием его конструктивных элементов и минимальным чис-
лом новых элементов. К наиболее характерным модификациям
ТКА Space Shuttle следует отнести 2 варианта ТКА боль-
шой грузоподъемности, предлагаемых NASA [25], отличающие-
ся способом крепления грузового отсека.
В первом варианте (получившем название Shuttle-С )
вместо космического самолета предусматривается установка
большого грузового отсека, а ЖРД, которые в базовом ва-
рианте входили в состав космического самолета, в виде от-
дельного двигательного модуля крепятся к топливному баку
Л . 9
с сохранением их места в общей компоновке. Такой подход
позволяет с минимальным числом новых элементов (грузовой
отсек в таком варианте является по существу традиционным
головным обтекателем) и с незначительными доработками
двигательного модуля обеспечить выведение на низкую око-
лоземную орбиту полезных нагрузок массой более 50 т[26],
Во втором варианте также предусматривается установка
большого грузового отсека, но уже последовательно по от-
ношению к топливному баку, т.е. он крепится сверху топлив-
ного бака, по традиционной схеме одноразовых носителей,
а двигательная установка размещается под топливным баком,
т.е. также по традиционной ракетной схеме. Ожидаемая
грузоподъемность ТКА в таком варианте до 100 т, а при
использовании (вместо твердотопливных) ускорителей с
ЖРД, в частности на кислороде и углеводородном горючем,
грузоподъемность возрастет приблизительно в 1,5 раза.
По оценкам специалистов NASA, возможный срок ввода
в эксплуатацию упомянутых модификаций - первая половина
90-х годов, а варианта с жидкостными ускорителями - вто-
рая половина 90-х годов [27].
Ведутся исследовательские и экспериментальные работы
и по определению облика ТКА, который придет на смену
ТКАSpace Shuttle [28, 29, 30]. Общее название этих про-
ектов в печати - Shuttle II. Продолжают обсуждаться концеп-
ции построения таких аппаратов, среди которых односту-
пенчатые и двухступенчатые, крылатые и баллистические,
вертикально и горизонтально стартующие и др.
Параллельно с развитием транспортных средств, обеспе-
чивающих грузопоток по трассе "Земля - низкие орбиты",
ведутся интенсивные исследования и разработки по второму
элементу транспортной космической системы, обеспечивающе-
му грузопоток по трассе "низкие орбиты — высокоэнергетичес-
кие орбиты", т.е. МТА [1] . В 80-х годах в США исполь-
зовались МТА трех типов - РАМ, IUS и Centaur, которые
планируется использовать и в 90-х годах. Ограниченные
энергетические возможности этих МТА потребовали поиска
новых решений. Первым из них является модификация разгон-
ного блока Centaur, успешно используемая в сочетании с
одноразовыми PH Atlas и Titan. Ведутся также поиски бо-
лее перспективных схемных решений МТА, в частности мно-
горазовых. Однако, как показали результаты исследований
[ 1] , даже при использовании ЖРД на кислороде и водороде,
самого эффективного среди существующих двигателей на хи-
10
мическом топливе, из-за высокой потребной характеристи-
ческой скорости при полете на геостационарную орбиту с
возвращением на низкую околоземную (~ 9 км/с) массовая
отдача столь низка, что создание многоразовых МТА для
этих целей оказывается весьма проблематичным.
В поисках решения этой проблемы наметился ряд направ-
лений. Первое заключается в использовании при межорбиталь-
ных перелетах аэродинамического маневра в атмосфере Зем-
ли, что позволит, по некоторым оценкам [ 1] , удвоить
массовую отдачу, приблизив массовые характеристики мно-
горазового МТА к характеристикам одноразового. Второе -
в создании МТА космического базирования; в этом случае
предполагается существенно уменьшить массу силовой кон-
струкции, так как МТА выводится на орбиту без топлива,
а максимальная перегрузка при межорбитальных перелетах
составляет -v0,2-0,3. Третье - в создании МТА с более
эффективными двигательными установками, в частности МТА
с ЭРД и ЯРД [31,32].
В этой связи следует отметить, что перспективная инфра-
структура транспортных средств США включает в свой сос-
тав долговременную орбитальную космическую станцию (ОКС)
Freedom [33,34 ]? среди множества функций которой
определены и функции космического операционного центра по
обслуживанию МТА, включая сборку, заправку, ремонтно-
восстановительные работы и т.н. Предполагается, что к кон-
цу 90-х - началу 2000-х годов с использованием ОКС и
МТА космического базирования будет обеспечиваться боль-
шая часть запусков ИСЗ на высокие орбиты и КА на меж-
о
тГ
см
планетные траектории.
Особое место в перспективных космических программах,
рассчитанных на реализацию в следующем столетии, зани-
мает программа NASP (National Aerospace Plane), в рамках
которой уже много лет ведутся широкомасштабные работы в
области создания перспективных военных летательных аппа-
ратов и гиперзвуковых транспортных самолетов гражданско-
го назначения. Американские специалисты считают, что пер-
спективный одноступенчатый воздушно-космический аппарат
(ВКА) с горизонтальными стартом и посадкой позволит
уменьшить удельную стоимость выведения полезной наг-
рузки до 50 долл./кг. (Здесь и далее под ВКА будем по-
нимать летательные аппараты, использующие атмосферу для
реализации аэродинамических маневров, а атмосферный воз-
дух, и это главное, в качестве рабочего тела).
2-2 11
Основой транспортных средств Западной Европы является
семейство PH Ariane, создаваемое в кооперации рядом
ведущих фирм стран Западной Европы, ведущую роль в кото-
рой занимает французская фирма Aerospatiale. Первый полет
PH Ariane I был осуществлен в декабре 1979 г. (через
6 лет после начала разработки), а всего к середине 1989г.
было осуществлено 27 успешных запусков PH этого семей-
ства [35].
Возросшие требования к грузоподъемности (как следствие
увеличения массы стационарных ИСЗ) привели к созданию
двух новых PH семейства - Ariane 11 и Ariane 111, являющих-
ся по существу модификациями PH Ariane I. В частности,
грузоподъемность PH Ariane II по сравнению с PH Ariane 1
повышена путем увеличения удельного импульса на всех
ступенях и увеличения размеров III ступени. Грузоподъемность
PH Ariane III по сравнению с PH Ariane II повышена путем
использования Двух твердотопливных ускорителей.
Первые запуски этих носителей были осуществлены в
1984 г. (Ariane III ) и в 1986 г. (Ariane II ) и к
1989 г. всего было осуществлено 15 успешных запусков
[36] , при этом при использовании PH Ariane 111 благодаря
своеобразной конструкции отсека полезной нагрузки на орби-
ту выводились по 2 ИСЗ. В 1989 г. были проведены послед-
ние запуски этих PH [ 36].
Следующим шагом в направлении развития возможностей
западноевропейских транспортных средств было создание
PH Ariane IV, в которую внесено значительно больше измене-
ний, чем при переходе от PH Ariane I i< PH Ariane II и III.
Наиболее существенные из них следующие: увеличены запасы
компонентов топлива, а соответственно и размеры топливных
баков I ступени, увеличены твердотопливные ускорители,
предусмотрено использование жидкостных ускорителей, раз-
работан с учетом увеличившихся размеров головного обтека-
теля новый приборный отсек. Отличительной особенностью
новой разработки является гибкое построение компоновочной
схемы в зависимости от потребной грузоподъемности. С этой
целью предусмотрено использование различного числа уско-
рителей I ступени с РДТТ и ЖРД. Набор головных обтека-
телей с различным конструктивным исполнением силовой кон-
струкции для крепления полезной нагрузки будет обеспечи-
вать выведение одновременно двух ИСЗ различных габаритов.
Этот носитель, очевидно, станет одним из основных западно-
европейских транспортных средств до середины 90-х годов. .
12
С вводом второго стартового комплекса на космодроме
Куру можно будет осуществлять до 10 запусков PH в год.
Дальнейшее развитие PH семейства Ariane отражает
наметавшуюся тенденцию увеличения массы стационарных
ИСЗ в 90-е годы до 2,0-2,8 т [1] и стремление сохра-
нить в перспективе конкурентоспособность в борьбе за ком-
мерческие запуски. Этим требованиям, по мнению разработ-
чиков, будет отвечать создаваемая PH Ariane V. Кроме
этого, реализация проекта PH Ariane V позволит обеспечить
пилотируемые запуски и обрести, в конечном итоге, опре-
деленную независимость в космических программах, среди
которых пилотируемые полеты занимают важное место.
Отличительной особенностью PH Ariane V является
развитая I ступень с кислородно-водородным ЖРД с двумя
твердотопливными ускорителями, подобными используемым
на PH Ariane IV (в перспективе предполагается их спасе-
ние и повторное использование). На И ступени используют-
ся высококипящие компоненты (монометилгидразин и азот-
ный тетроксид). Вместе с приборным отсеком они состав-
ляют не изменяемую от полета к полету часть носителя.
Верхняя часть PH может быть, в зависимости от задач прог-
раммы, иметь несколько вариантов. В частности, при выве-
дении на низкую околоземную орбиту тяжелая полезная наг-
рузка, например, ОКС Columbus, устанавливается на носи-
тель через соответствующий переходник; для выведения
одновременно нескольких ИСЗ (предполагается до трех) пре-
дусматривается специальная несущая конструкция, обеспечи-
вающая их последовательное отделение; в пилотируемом ва-
рианте через специальный переходной отсек сверху носителя
крепится КС Hermes.
В транспортных космических средствах стран Западной
Европы КС Hermes уделяется особое внимание, так как он
позволит этим странам не только осуществлять самостоя-
тельные пилотируемые полеты, но и сформировать собствен-
ную космическую инфраструктуру. Первый пилотируемый по-
лет КС Hermes планируется на 1996 г. [ 37].
Для поддержания международной программы Space Station
н также использования в самостоятельной программе Colum-
bus разрабатывается проект МТА ATV [38],
предназначенного для перевода полезных нагрузок с низкой
°Рбиты (куда она будет доставляться с помощью PH Ariane
V ) на рабочие орбиты ОКС. Такой автономный аппарат
(в его составе имеется полный набор служебных систем) с
13
использованием двухкомпонентной ДУ должен будет обеспе-
чивать транспортировку полезной нагрузки массой приблизи-
тельно 15 т.
В плане более отдаленных перспектив в Западной Европе,
в основном усилиями авиакосмических фирм Великобритании,
разрабатывается проект ВКА Hotol - полностью многора-
зового одноступенчатого аппарата с горизонтальным стартом,
отличительной особенностью которого является использование
на активном участке полета атмосферного воздуха как рабо-
чего тела для комбинированной ДУ, включающей ВРД и ЖРД.
Предполагаемый срок первого полета - 1998 г. [39]. Оче-
видно, что на его полномасштабную эксплуатацию можно’рас-
считывать только в XXI в.
В создании национальных транспортных космических
средств Японии можно выделить два этапа. На первом этапе
были созданы PH серий N, прототипами которых в яв-
ном виде являлись ракеты США, в частности Delta; при
этом в некоторых случаях агрегаты выпускались по лицензи-
ям, закупленным в США. На этом же этапе была создана и
PH новой серии Н(Н I), в которой была сделана попытка ис-
пользовать национальную технологию ( II и 41 ступени -
японской технологии). К 1987 г. с использованием PH М,
N иН I в Японии были запущены 37 космических объектов,
включая 2 КА для исследования кометы Галлея. На втором
этапе носитель той же серии Р (PH НИ ) создается только
на основе достижений национальной технологии.
Транспортные операции в рамках космических программ
Японии в конце 80-х - начале 90-х годов будут осуществля-
ться PH, созданными на первом этапе. При этом для выведе-
ния на низкий околоземные орбиты предназначены PH серии
М, а для выведения на высокоэнергетические орбиты - PH
N I, N II и Н I. Основным же транспортным средством к
середине 90-х годов, очевидно, будет PH И II. Эта PH долж-
на обеспечить создание национальной инфраструктуры в кос-
мосе в XXI в. и проведение работ по международным прог-
раммам, в частности программе Space Station [40]. При
разработке PH Н II было сформулировано два основных тре-
бования к ее возможностям, 1) обеспечение выведения на
низкую орбиту (рабочую орбиту ОКС Freedom ) японского
экспериментального модуля JEM, являющегося одной из сос-
тавных частей ОКС; 2) обеспечение в перспективе выве-
дения на низкую околоземную орбиту японского КС Норе.
Отличительной особенностью PH Н II является использо-
вание на обеих ступенях криогенных компонентов топлива
(кислород и водород), при этом И ступень заимствована
из PH Н I. Одной из ключевых проблем в программе разра-
ботки PH является создание ЖРД для I ступени (LE-7)
с высоким давлением в камере сгорания, схемой с дожига-
нием и пр. [ 41]. Первый экспериментальный запуск PH Н II
запланирован на 1991 г.
На 90—е годы намечены также проектно-исследовательс-
кие работы по программе создания японского КС Норе, ко-
торый может быть введен в эксплуатацию в начадр 2000-х
годов [42].
Транспортные космические средства КНР состоят из PH
серии CZ ( другое название Long March ), запуски которых
начались с 1970 г. К концу 1988 г. было осуществлено
25 запусков, включая выведение стационарных ИСЗ и одно-
временный запуск нескольких космических объектов [ 43,
44]. PH CZ I обеспечивала запуски первых китайских
ИСЗ, а § 80-х годах на ее базе были разработаны 2 мо-
дификации - CZ IC (1985 г.) и CZ IM (1987 г.) PH
CZ II введена в эксплуатацию в середине 70-х годов и
обеспечивает выведение на низкую околоземную орбиту
тяжелых ИСЗ (до 2,2 т). Разработана также модификация
этой PH ( CZ ПО ) с еще большей грузоподъемностью.
PH CZ III введена в эксплуатацию в середине 80-х годов и
обеспечивает выведение широкого спектра ИСЗ, включая
геостационарные.
В настоящее время в связи с увеличением спроса на за-
пуски коммерческих полезных нагрузок в КНР ведутся ра-
боты по проектам четырех новых модификаций PH этой
серии, специально ориентированных на коммерческие запус-
ки.- СZ ША, CZ IV, CZII-4L, CZ III-4L. Общей чертой этих PH
является новая I ступень L 180, отличающаяся от исполь-
зуемой ранее в составе PH CZ ПС и CZ III большим запасом
топлива (на 40 т) и увеличением тяги ЖРД [45].
Интерес представляет также тот факт, что при разрабо'ь-
ке этих модификаций предусматривается возможность исполь-
зования в составе PH CZ МТА других стран для перевода
полезных нагрузок на высокоэнергетические орбиты, в част-
ости РАМ-А иРАМ-02 (США) и ОТМ (Швеция) [10, 17,
43].
Большое значение для выхода на международный коммер-
ческий рынок имеет относительно низкая стоимость выведе-
14
15
ния, заявленная КНР, которая составляет при запуске ИСЗ
на переходную к геостационарной орбиту от 20 до 50 млн.
долл. [46] , что приблизительно на 50% меньше стоимости
выведения аналогичных по характеристикам PH США и стран
Западной Европы [17].
Существуют и проекты, рассчитанные на более отдален-
ную перспективу. В частности, рассматривается модификация
PH CZII-4L, направленная на увеличение числа жидкостных
ускорителей до восьми. Модифицированная PH, названная CZ
II-8L, сможет выводить на низкую околоземную орбиту
полезную нагрузку массой 13 т,. а На переходную к геоста-
ционарной - 5,3 т. При аналогичном подходе к,РН CZ IIIA-4L
модифицированная PH CZ IIIA-8L обеспечит выведение на низ-
кую околоземную орбиту полезной нагрузки массой 22 т.
Обладателями собственных носителей, кроме упомянутых
выше стран, в настоящее время являются также Индия и
Бразилия. Индия уже осуществила первые экспериментальные
запуски своих PH и разрабатывает проект нового относитель-
но тяжелого носителя - PH PSLV, который при стартовой
массе 275 т сможет выводить на низкую околоземную орби-
ту полезную нагрузку массой 3 т, а на солнечно-синхронную
до 1 т. Предполагаемый срок первого запуска этой PH -
1990 г. На более отдаленную перспективу рассчитан проект
PHGSLV, которая сможет выводить на переходную к гео-
стационарной орбиту полезные нагрузки массой 1,7 т. Ввод
в эксплуатацию этой PH планируется на середину 1990-х
годов.
Первым практическим шагом Бразилии в создании собст-
венных транспортных космических средств явилась двухсту-
пенчатая исследовательская твердотопливная ракета Sonda IV,
запущенная впервые в ноябре 1984 г. На базе опыта, накоп-
ленного в процессе создания и эксплуатации этой ракеты,
в Бразилии был разработан проект четырехступенчатой PH
VLS с РДТТ на всех ступенях, которая позволит выводить
на круговую орбиту высотой ~ 1000 км полезную нагрузку
массой 120 кг.
Оценивая ситуацию, сложившуюся в ракетно-космической
технике в части обеспечения космических программ транс-
портными средствами, и наметившиеся тенденции в их разви-
тии на 90-е годы, можно заметить, что каждая страна, об-
ладающая собственными носителями (а их число постоянно
увеличивается), стремится к формированию независимой на-
циональной инфраструктуры транспортных средств, обеспечи-
16 , ‘ .
ваюших реализацию национальных космических программ,
при том, что международное сотрудничество в этой области
продолжает расширяться.
Предлагаемый обзор составлен в основном по материа-
лам зарубежных публикаций и имеет своей целью системати-
зацию и обобщение данных по формированию национальных
парков транспортных космических средств, а также выявле-
ние наиболее существенных направлений их развития из
опубликованных в 1986-1989 гг. теоретических и экспери-
ментальных исследований.
1. ИНФРАСТРУКТУРА ТРАНСПОРТНЫХ СРЕДСТВ,
ОБЕСПЕЧИВАЮЩИХ КОСМИЧЕСКИЕ ПРОГРАММЫ
Состав средств, обеспечивающих реализацию космических
программ, претерпел за время развития ракетно-космичес-
кой техники существенные изменения. На самых первых ее
этапах - это собственно транспортные средства, т.е. PH,
обеспечивающие выведение ИСЗ на низкие околоземные ор-
биты (которые и являлись для них рабочими) и обслуживаю-
щие средства, т.е. комплекс средств, обеспечивающих под-
готовку и запуск PH, а также наземные станции для сле-
жения и управления полетом. Необходимость возвращения на
Землю полезных нагрузок, а затем (при переходе к пилоти-
руемым полетам) и человека потребовала создания еще од-
ного вида транспортных средств - спускаемого аппарата.
Расширение спектра научных и прикладных космических
программ привело к созданию космических объектов (ИСЗ,
межпланетные КА и пр.), рабочие орбиты которых по своим
параметрам существенно отличаются от рабочих орбит пер-
вых ИСЗ, Их общей характерной чертой является необходи-
мость в значительном приращении скорости для обеспечения
необходимых кинематических параметров. Ниже для иллюст-
рации приведены требования по приращени'ю скорости [км/с]
для реализации типовых транспортных операций (отсчет от
низкой околоземной орбиты) [47];
1240
на геостационарную орбиту
на траектории полета
к Луне (4 сут)
к Марсу (0,7 года)
к Марсу ( 40 суток)
3-1
4,2-4,9
3,15
3,7
85,0
17
к Нептуну (29,9 пет) 13,4
к Нептуну (5,0 лет) 70,0
из сферы действия Земли 3,2
из сферы действия Солнца 8,7
полет на расстояние 1000 а.е. (50
лет) 142
полет к звезде а -Центавра (50 лет) 30 000
Наибольший интерес в последние годы представляют вы-
сокоэллиптические геосинхронные и геостационарная орбиты,
а также солнечно-синхронные и полярные орбиты различной
высоты. Использование PH для выведения ИСЗ непосредст-
венно на эти орбиты энергетически не оправдано, а в неко-
торых случаях практически не реализуемо. Для этих целей
обычно используются специальные разгонные блоки, являю-
щиеся для PH составной частью полезной нагрузки, или дви-
гательные установки, входящие в состав выводимых КА.
Второй вариант используется только при относительно неболь-
шом изменении характеристической скорости. Иногда для вы-
ведения на промежуточные орбиты используется энергетика
последней ступени PH.
В настоящее время на смену специализированным разгон-
ным блокам приходят новые многофункциональные аппараты,
обеспечивающие транспортировку полезных нагрузок по трас-
сам "низкая базовая орбита — высокоэнергетическая рабочая
орбита" или даже "низкая базовая орбита - рабочая орбита -
низкая базовая орбита", получившие название межорбиталь-
ных транспортных аппаратов (МТА), которые в отечествен-
ной и зарубежной литературе иногда называются "космичес-
кие буксиры". Использование МТА требует более сложных
средств обслуживания. Это относится как к средствам обес-
печения запуска, так и к средствам связи, слежения и уп-
равления, и если для МТА первого поколения подготовка к
запуску относительно проста, мало отличается от подготовки
к запуску верхних ступеней или осуществляется, например,
непосредственно на борту КС Space Shuttle, то подготовка
к запуску перспективных МТА и в особенности МТА косми-
ческого базирования, потребует создания соответствующих ор-
битальных обслуживающих центров, роль которых могут вы-
полнять орбитальные космические станции [ 11 . Для слеже-
ния и управления полетом перспективных МТА могут исполь-
зоваться развертываемые в настоящее время спутниковые
навигационные и связные системы.
18
1240
Технические средства обеспечения
транспортных операции космических
программ
[ Транспортные системы"|
| ОбслужиАающие системы ]
орбита-орбита”)
„Земля-орбита |
космические]
наземные
-верхние ступени
-межорбитальнше
транспортные
аппараты
- орбитальные
маневрирующие
аппараты
- и г. 3.
- ракеты-носители
- транспортные
космические
аппараты
- космические
самолеты
- спускаемые
аппараты
-ит.д.
- связные ИСЗ
-навигационные ИСЗ
- орбитальные
космические
станции
- и т. 3.
- монтажно-испыта-
тельные комплексы
- стартовые
комплексы
- наземные станции
слежения а
управления
- и т. 3.
Рис. 1. Структура технических средств обеспечения
транспортных операций космических программ
Разработка программы создания ОКС Space Station
инициировала разработку еще одной разновидности межорби-
тальных аппаратов - маневрирующих МТА, предназначенных
для осуществления маневров в "окрестности" ОКС, требующих
оперативности и относительно небольшой энергетики. Очевид-
но, что подобного типа аппараты, в самых различных испол-
нениях, будут неотъемлемой частью любых крупных косми-
ческих сооружений с большим перечнем функциональных воз-
можностей. На рис. 1 представлена структура технических
средств, обеспечивающих транспортные операции космических
программ, а на рис. 2 - в схематическом виде инфраструк-
тура транспортных средств.
Инфраструктура транспортных средств во многом определя-
ется располагаемым парком PH, ТКА, МТА, спектром косми-
ческих программ, реализуемых страной, традициями, сложив-
шимися в разных странах, в части формирования транспорт-
ных операций для реализации космических программ, геогра-
фическим положением стартовых комплексов и т.д. В качест-
ве примера можно привести состав транспортных средств,
обеспечивающих доставку на рабочую орбиту стационарных
ИСЗ в США и Западной Европе. В США в настоящее
время реализация этих задач в основном возлагается на
транспортную космическую систему в составе ТКА Space
Shuttle и МТА (РАМ, IUS ). При этом ИСЗ вместе
с МТА выводится на базовую орбиту, после определенных
3-2
19
Рис. 2. Инфраструктура транспортных космических
средств: PH - ракеты-носители; ТКА - транспортные
космические аппараты; ВКА - воздушно-космические
аппараты; ИСЗ - искусственные спутники Земли; ОКС -
орбитальные космические станции; КП - космические
платформы; СА - спускаемые аппараты; МТА - межор-
битальные транспортные аппараты; ММТА - маневри-
рующие МТА; РБ - разгонные блоки; КА - космические
аппараты
операций проверок их готовности к функционированию отводит-
ся на некоторое расстояние и с помощью импульса, обеспе-
чиваемого двигательной установкой МТА, осуществляет
переход вначале на промежуточную, а затем и геостационар-
ную орбиту. Западноевропейская PH Ariane за счет энерге-
тики третьей ступени выводит ИСЗ на промежуточную к гео-
стационарной орбиту, а для перехода на геостационарную ор-
биту используется специальная апогейная двигательная уста-
новка, которой оснащен ИСЗ. По аналогичной схеме выводятся
также стационарные ИСЗ с помощью PH Delta, Atlas в
США и N II в Японии.
Большое влияние на инфраструктуру транспортных средств
оказывают военные программы, как реализованные (например,
развитие семейств PH Atlas, Titan и т.д.), так и перс-
20
пективные (например, проекты создания PH большой грузо-
подъемности для обеспечения программ СОИ).
Развитие инфраструктуры транспортных средств, как и
развитие космических программ в целом во многом опреде-
ляется возможностями финансирования этих программ каж-
дым государством или сложившейся международной коопера-
цией (например, страны Западной Европы).
В основном упомянутыми факторами определяется состав
и характеристики транспортных космических систем, сущест-
вующих и создаваемых, отдельных стран, которые будут
рассмотрены ниже.
2. ТРАНСПОРТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА СССР
Начало космической эры - 4 октября 1957 г., кото-
рое связано с запуском первого в истории человечества ис-
кусственного спутника Земли, зафиксировало рождение ново-
го вида транспортных средств - ракет-носителей. Название
PH для этого запуска вначале было определено как "Спут-
ник", а несколько позднее, в трехступенчатом варианте,
как "Восток". Под этим названием с добавлением "Спутник",
"Луна", "Молния", "Союз" и т.д. создавались определенные
модификации PH "Восток" для решения транспортных опера-
ций соответствующих космических программ. Запуск PH
"Восток" засвидетельствовал знаменательный шаг от много-
численных баллистических ракет, олицетворяющих использо-
вание достижений науки и техники в военных интересах, к
использованию достижений, накопленных в военной технике,
для мирного освоения космоса и зафиксировал в истории че-
ловечества приоритет нашей страны в этом благороднейшем
направлении развития цивилизации.
К этому времени отечественное ракетостроение имело
десятилетнюю историю (в 1947 г. началась разработка пер-
вой отечественной баллистической ракеты [48]). За такой
короткий срок в ракетную технику был внедрен ряд ориги-
нальных решений, которые можно встретить во всех после-
дующих поколениях PH во всем мире. Во-первых, отделение
поповной части от корпуса ракеты (отсека полезной нагруз-
ки)» позволившее существенно снизить массу конструкции -
в этом случае корпус рассчитывается на нагрузки, дейст-
вующие только на участке выведения - и ставшее естествен-
ным для раздельного существования в космическом простран-
21
стве PH и выведенного ею космического объекта. Во-вторых,
несущие конструкции топливных баков, "взявших на себя" те
внешние нагрузки, которые в первых ракетах воспринимал
корпус, что позволило существенно снизить сухую массу
конструкции. В-третьих, реализация компоновочной схемы,
получившей название "пакету которая была предложена еще
К.Э. Циолковским (’эскадрилья ракет1*), но в более совершен-
ном ее виде: пакетная схема PH "Восток" предполагает со-
вокупность жестко связанных между собой разгонных блоков,
запускаемых одновременно, а не раздельно, как у Циолковс-
кого. Одним из решающих факторов, определивших выбор
именно такой схемы, явилась возможность запуска всех дви-
гателей на Земле — в то время еще не было достаточно яс-
ного представления об особенностях запуска двигателей в
полете [49].
Этот перечень можно было бы продолжить, но здесь отме-
тим лишь еще одно решение: переход к широкому использова-
нию алюминиевых сплавов (на первых ракетах корпус изго-
товлялся из стали), что стало одним из решающих факторов
в достижении значений относительной массы конструкции,
позволивших достичь космических скоростей.
PH "Восток" является крупнейшим достижением советско-
го и мирового ракетостроения и по всем основным показате-
лям, резко отличается от своих предшественниц и многих
последующих зарубежных PH. Ее высокие энергетические ха-
рактеристики и надежность конструкции обеспечили успешную
отработку советских кораблей-спутников, выведение на орбиту
первого в мире космического аппарата с человеком на борту1
и дальнейшие полеты советских космонавтов по программе
"Восток", "Восход" и "Союз". С помощью этой PH выводи-
лись КА "Луна-1" - "Луна-3", ИСЗ серий "Космос", "Мете-
ор", "Электрон" и др. [11,50]. На рис. 3 представлено в
схематизированном виде семейство PH "Восток", а в табл. 1
характеристики основных ее вариантов [501.
PH выполнена по пакетной схеме с параллельным отделе-
нием боковых ракетных блоков в конце работы I ступени и
поперечным отделением ракетного блока II ступени от III
ступени по окончании ее работы. Четыре боковых блока рав-
номерно расположены вокруг центрального и соединены с ним
двумя поясами силовых связей: верхним, воспринимающим
нагрузку в осевом и поперечном направлениях, и нижним,
воспринимающим только поперечную нагрузку. На первом эта-
пе полета работают двигатели четырех боковых блоков и цент-
22
40 м
to
Таблица 1
Основные характеристики первых советских PH "Восток"
Параметры "Восток"- "Восток"- "Восток" - "Восток" - "Восток" -
"Спутник" "Луна" КК "Восток" "Союз" "Молния"
Год первого полета 1957 1959 1961 1966 1965
Стартовая масса, т 267 279 287 306 306
Начальная масса, т . . л ,
I ступени 209 212 210 210 210
II ступени 56,7 58 64 64 64
III ступени 8 7 24 24
IV ступени — — - № 5,1
Масса ПН, кг 1327 278,5 4725 7200 1600
Масса конструкции и ПН, т 22 24 29 30 27
Полная длина, м 29,17 33,5 38,36 40,0 42,0
Размер по воздушным Тяга, кН рулям, м 10,3 10,3 10,3 10,3 10,3
I и II ступени (на уровне
моря) 3904,4 4002,5 4002,5 4002,5 4002,5
1240
II ступени (в пустоте) 912,3 941,8 941,8 941,8 941,8
III ступени (в пустоте) - 49,1 54,9 294,3 294,3
IV ступени (в пустоте) Удельный импульс, Н*с/кг —. — — 68,7
I ступени (на уровне моря) 2452,5 2491,7 2491,7 2491,7 2491,7
II ступени (в пустоте) 3021,5 3090,2 3090,2 3090,2 3090,2
III ступени (в пустоте) - 3100,0 3198,1 3237,3 3237,3
IV ступени (в пустоте) - : - - — 3335,4
Относительная масса топлива, % 91,8 91,4 89,9 90,2 91,2
Относительная масса конструк- 8,344
ции, % 7,78 8,51 8,6 : 7>86
Относительная масса ПН на низ- 2,19
кой орбите, % 0,497 1,64 2,11
Относительная масса ПН на ста- 0,523
пленарной орбите, % 'Д -'Д —
Относительная масса ПН на --
траектории полета к Луне, % — °,!
25
рального, на втором - только двигатели центрального блока.
III ступень установлена на центральном блоке. Разделение
II и Ш ступеней происходит по "горячей" схеме. PH на пер-
вом и втором этапах полета управляется путем отклонения
рулевых камер, входящих в состав двигателей боковых и
центрального блоков. На каждом боковом блоке имеются по
две рулевые камеры, на центральном - четыре. Для управле-
ния полетом на HI ступени используются 4 рулевых сопла.
На боковых блоках установлены ЖРД РД-1О7, на централь-
ном - РД-1О8. На боковых блоках в зоне хвостового отсека
на специальных пилонах установлены воздушные рули, улуч-
шающие управляемость PH при полете на первом этапе.
Основные характеристики ЖРД PH "Восток" следующие
[ 111.
Р Д-107 РД-108
Компоненты топлива кислород / керосин
Соотношение компонентов 2,47 2,39
Тяга, кН
на уровне моря 821 745
в пустоте 1ООО 941
Удельный импульс, Н*с/кг
на уровне моря 2520 2430
в пустоте 3080 3090
Масса конструкции, кг 1155 1250 i
Масса залитого двигателя. КГ 1275 1350
Высота, м fc ь 2,86 2,89
Диаметр, м 2,58 1,95
Время работы, с S 140 320
Модификации PH "Восток" являются и до настоящего вре-
мени одними из основных транспортных средств СССР для
обеспечения многочисленных космических программ, исполь-
зующих беспилотные КА, и единственными транспортными
средствами, обеспечивающими программы пилотируемых поле-
тов. Создание PH "Восток" послужило психологическим им-
пульсом, а также научной и технической базой для создания
целого поколения одноразовых PH.
26
11
ii
В начале 60-х годов в эксплуатацию была введена гео-
физическая ракета "Вертикаль" (Неиспользуемая для
выполнения международной программы сотрудничества социа-
листических стран в области исследования и использования
космического пространства ("Интеркосмос"), "Вертикаль"
запускается на высоты до 1500 км. Траектория ее полета
близка к вертикальной. После проведения исследований полез-
ная нагрузка - контейнер с научной аппаратурой - возвраща-
ется на Землю. "Вертикаль" обеспечивает запуск возвращае-
мого контейнера массой 860 кг при массе научной аппара-
туры 560 кг на высоту 1500 км.
PH "Циклон" - трехступенчатая PH с ЖРД на всех ступе-
нях[51,52] . Стартовая масса PH 185 т, общая высота
39,27 м (из них I ступень 18,23 м II и III ступени по
10,52 м), диаметр 3,9 м, диаметр головного обтекателя
2,7 м. На I ступени установлены 3 ЖРД общей тягой
2970 кН, на II ступени - один такой же ЖРД тягой 990 кН
и на III ступени один двигатель тягой 78 кН. Грузоподъем-
ность PH на эллиптическую орбиту с высотой перигея
200 км и высотой апогея 3000 - 8000 км составляет
550 кг, на эллиптическую орбиту 200 х 1500 км наклоне-
нием 73,5 или 82,5 - до 4 т. Из 75 запусков с 1977 г.
по апрель 1989 г. 73 (97,8%) были успешными.
PH "Космос" обеспечивает реализацию многочисленных
программ научного и народнохозяйственного назначения и по
числу запусков уступает только PH "Восток". PH "Космос"
выполнена [11,53] по схеме "тандем", т.е. имеет последо-
вательно расположенные ступени, соединенные между собой
фермой. Общая длина РН~30 м, диаметр корпуса 1,65 м.
I ступень снабжена ЖРД РД-214 (окислитель - смесь
окислов азота с азотной кислотой, горючее - продукт перера-
ботки керосина; соотношение компонентов 3,97),II ступень-
ЖРД РД-119 (жидкий кислород/несимметричный диметил-
гидразин; соотношение компонентов 1,5). Основные характе-
ристики этих ЖРД приведены ниже [11] .
РД-214 РД-119
1240
Тяга, кН
на уровне моря в пустоте 635 730 105 '
Удельный импульс, Н.с/кг
на уровне моря 2255 —
в пустоте 2590 3450
о 27
Масса, конструкции, кг 645 168
Масса залитого двигателя, кг 755 179
Высота, м 2,38 2,17
Диаметр, м 1,5 1,02
Время работы, с 140 260
Давление в камере сгорания, МПа 4,36 7,89
Давление на срезе сопла, кПа 69 6,2
Органы управления I ступени PH - газовые рули, а II
ступени - неподвижные рулевые сопла с газораспределителями.
Начиная с 1965 г. в СССР эксплуатируется тяжелая
PH "Протон", которая благодаря оригинальной компоновочной
схеме, конструкции ДУ и бортовых систем, выполненных к
тому времени с учетом достижений советского ракетостроения,
до настоящего времени отличается высокими эксплуатацион-
ными и энергетическими характеристиками. PH "Протон" вы-
полнена по схеме "тандем" с поперечным давлением ступеней
[11,54]. Все ступени снабжены высокоэкономичными мало-
габаритными однокамерными ЖРД, работающими с дожиганием
продуктов газогенерадии после турбины в камере сгорания с
высоким уровнем давления. Топливо на всех ступенях:
окислитель - четырехокись азота, горючее - несимметричный
диметилгидразин. На I ступени PH установлены 6 ЖРД
РД-253, на II ступени- 4 ЖРД с тягой каждого ~ 0,6 МН,
а на Ш ступени - один такой же ЖРД и рулевой ЖРД тягой
~ 30 кН. Основные характеристики ЖРД РД-253 следующие
[11].
Тяга, кН
на уровне моря 1474
в пустоте • Удельный импульс, Н*о/кг 1635
на уровне моря 2795
в пустоте 3100
Масса конструкции, кг 1280
Масса залитого двигателя, кг 1460
Высота, м ' 2,72
Максимальный диаметр, м 1,5
Время работы, с 130
28
ч
PH "Протон" используется для запуска орбитальных
космических станций "Салют" и "Мир". С помощью этой PH
в двухступенчатом варианте выводились КА "Протон-1" -
"Протон-3" в трехступенчатом варианте - КА "Протон-4'^
в четырехступенчатом варианте - КА , н Зонд-4" - "Зонд-8^'
"Луна-15" - "Луна-24", "Венера-9", - "Венера-16",
"Марс-2" - "Марс-7", "Радуга", Экран, "Горизонт", "Вега"
"Фобос" и т.д.
Грузоподъемность PH "Протон" в зависимости от орбиты
назначения следующая [54]:
на низкую околоземную орбиту > 20 т
на геостационарную орбиту 2 т
на траектории попета к Луне 5,7 т
к Венере 5,3 т
к Марсу 4,6 т
PH "Зенит" - двухступенчатый носитель тандемной схе-
мы со стартовой массой 460 т [52,53,55] . Первый за-
пуск PH "Зенит" был проведен в мае 1987 г. и по нас-
тоящее время осуществлено 13 успешных запусков. I сту-
пень PH "Зенит " выполнена на базе блока I ступени PH
"Энергия" и снабжена четырехкамерным ЖРД РД-170 с
удельным импульсом в пустоте 3306 Н*с/кг и тягой на
уровне моря 7254 кН.
На II ступени установлен однокамерный ЖРД на кислоро-
де и углеводородном горючем с тягой в пустоте 824 кН
и удельным импульсом 3433 Н*с/кг.
Общая длина PH (включая обтекатель длиной 13,65 м
и диаметром 3,9 м) составляет 57 м. "Зенит" предназна-
чен для выведения автоматических и пилотируемых ПН мас-
сой до 13,74 т на низкие околоземные орбиты высотой
200 км и наклонением 51 . Характерной особенностью дан-
ной PH является сокращенное время предстартовых проверок
(по оценкам [53] , от 20 до 80 ч), достигаемое высокой
автоматизацией всех операций и рациональной конструкцией.
По данному параметру PH "Зенит" превосходит все зарубеж-
ные PH данного класса в 3-10 раз [52].
Следующим значительным шагом в развитии транспортных
космических средств в СССР является создание универсаль-
ной ракетно-космической транспортной системы (РКТС), ос-
29
30
новными составляющими которой являются PH "Энергия "
и КС'Ъуран". [15,56] .
PH "Энергия" [15] (рис. 4) выполнена по двухступен-
чатой схеме - "пакет" с продольной компоновкой ступеней.
Центральный блок является его П ступенью, а вокруг него
расположены четыре блока I ступени-. Сбоку к центральному
блоку крепится в одном варианте отсек полезной нагрузки,
а в другом - КС -"Буран".
I ступень состоит из четырех блоков длиной 40 м и
диаметром 4 м. Каждый блок оснащен четырехкамерным
ЖРД РД-170, работающем на кислороде и углеводородном
горючем (керосине), построенным по замкнутой схеме (дав-
ление в камере сгорания ~ 25 МПа). Тяга каждого двигате-
ля одного блока составляет 7259 кН на уровне моря и
7907 кН в пустоте, а удельный импульс на уровне моря
3021,5 Н’с/кг.
II ступень PH - центральный блок длиной ^60 м и диа-
метром 8м- работает на криогенном топливе (кислород и
водород) и снабжена четырьмя однокамерными ЖРД тягой
1452 кН на уровне моря и 1962 кН в пустоте [15,57].
Основные характеристики PH "Энергия" следующие.
Стартовая масса, т Масса выводимой ПН,* т г 2400
на низкую околоземную орбиту 100 ,
на геостационарную орбиту 18
на траекторию палета к Луне , 32 --.X
на траектории полета к Марсу и Венере 28
Стартовая тяга, МН 1 35,2
Высота, м 60
Максимальный поперечный размер, < м 20
* При использовании различного числа блоков I ступени
возможно формирование PH с различной грузоподъемностью.
Для управления движением PH "Энергия" используются
маршевые ЖРД. Для их отклонения при создании управляю-
щего момента в хвостовом отсеке имеются мощные электро-
гидравлические приводы, развивающие усилие ~ 500 кН на
I ступени и около 300 кН на П ступени.
При изготовлении топливных баков, трубопроводов, элемен-
тов гидроавтоматики широко использованы новые (по сравне-
нию с предыдущими одноразовыми PH) конструкционные ма-
териалы, их доля в обшей массе конструкционных материалов
составляет свыше 70% [15]. Для обеспечения высокой на-
дежности и живучести предусмотрено резервирование основ-
ных систем и агрегатов, включая маршевые двигатели, ру-
левые приводы, турбогенераторные источники электропитания
и др. Поэлементное и схемное резервирование широко исполь-
зовано и в приборном оборудовании системы управления.
При возникновении в момент запуска нештатной ситуации
PH "Энергия" может продолжать полет с одним выключенным
маршевым двигателем I или II ступени. Когда такая
ситуация возникает при запуске с КС "Буран", то конструк-
тивные меры, заложенные в PH, обеспечивают его выведение
на низкую одновитковую траекторию полета с последующей
посадкой КС на один из аэродромов.
В отличие от всех предыдущих PH при создании PH "Энер-
гия" была принята концепция объемной наземной отработки
узлов, агрегатов, систем, блоков и ракеты в целом с целью
получения нужных показателей надежности и безопасности
при минимальном числе летных испытаний [15]. С этой
целью были построены уникальные стенды и стендовые соору-
жения, в том числе универсальный '’стенд-старт" для все-
сторонней наземной отработки PH и ее составных элементов *
разгонных блоков.
Разработка PH "Энергия" и КС "Буран" началась в
1974 г.,а первый запуск состоялся 15 мая 1987 г. Затра-
ты на создание универсальной РКТС "Энергия/Буран" оце-
ниваются в 10 млрд. долл. [57].
КС "Буран" [56,58] выполнен по схеме "бесхвостка", с
низкорасположенным треугольным крылом и утолщенным
фюзеляжем (рис. 5). Общая длина КС - 36,4 м, высота (на
стоянке) по хвостовому оперению - 16,45 м, диаметр кор- <
пуса - 5,6 м, размах крыла~ 24 м^ площадь в плане - с
250 м^, угол стреловидности - 45 .
В передней части корпуса размещена герметическая каби-
на объемом 73 м®, рассчитанная на 2-4 человека экипажа
32
5-1
телей ориентации и стабилизации; 16 - бак горючего системы орбитального маневрирования;
ориентации и стабилизации; 17 - аэродинамический щиток; 18 - нижний разъем связей КС с Р
19 ~ бак окислителя системы орбитального маневрирования, ориентации и стабилизации; 20 -
верхний разъем связей КС с PH; 21 - приборный модуль; 22 - отсек обслуживающих систем;
23 - элемент теплозащитного покрытия

33
и 6-8 специалистов по полезной нагрузке. В центральной
части корпуса расположен негерметический грузовой отсек
длиной 18,3 ми диаметром 4,7 м со створками в верх-
ней части. Отсек предназначен для доставки на орбиту и
возвращения на Землю различных грузов. Масса доставляемой
на орбиту полезной нагрузки может достигать 30 т, а масса
возвращаемой - до 20 т.
Особенность баллистической схемы полета универсальной
РКТС "Энергия/Буран" (рис. 6) заключается в том, что PH
лишь создает условия для выхода КС на орбиту, а сама, про-
должая уже пассивный полет по суборбите, приводняется в
океане. КС, выполняющий роль как бы П1 ступени, сначала
путем включения двигательной установки системы орбиталь-
ного маневрирования поднимается на промежуточную орбиту
высотой до 250 км, а затем через половину витка полета по
этой орбите вторым включением двигателей выходит на кру-
говую базовую орбиту высотой 250 км и наклонением 51,6
115].
Для довыведения на базовую орбиту, маневрирования на
орбите, ориентации и стабилизации КС оснащен объединенной
двигательной установкой орбитального маневрирования. Она
включает в себя 2 ЖРД в кормовой части для обеспечения
маневров и нескольких блоков двигателей меньшей тяги для
обеспечения управления относительно центра масс (всего
38 двигателей).
Для спуска на Землю после завершения программы орби-^
тального полета КС с помощью тормозного импульса, созда-
ваемого двигателями системы орбитального маневрирования,
сходит с орбиты и входит в атмосферу. Полет в атмосфере
(рис. 7) происходит таким образом, чтобы постепенно рассе-
ять весь запас энергии самолета и одновременно получить
требуемые для посадки исходные условия: высоту полета,
скорость, угол наклона траектории, удаление от аэродрома.
Основное аэродинамическое торможение происходит на высотах
от 100 до 20 км, а предпосадочное маневрирование - на вы-
сотах от 30 до 4 км. Посадочная скорость составляет
340 км/ч. Посадочная полоса в районе стартового комплекса
имеет длину 5 км и ширину 80 м.
34

Рис. 6. Баллистическая схема полета КС "Буран": 1 -
старт; 2 - траектория выведения с помощью PH; 3 -
отделение КС; 4 - переходная орбита (довыведение);
5 - тормозной импульс ; 6 - переход на опорную орби-
ту; 7 - опорная орбита ( Н = 250 км, i = 51,6 ); 8-
траектория внеатмосферного палета (после схода с орби-
ты); 9 - вход в атмосферу ( Н = 100 км); 10 - траек-
тория спуска в атмосфере (дальность спуска 8300 км,
скорость при посадке 340 км/ч); 11 - посадка
Ниже приведены основные характеристики КС "Буран " [56]
1240
Максимальная стартовая масса, т
Масса сухого КС (без полезной нагрузки),
т
Посадочная масса, т
Максимальная масса выводимой полезной
нагрузки, т
Максимальная масса возвращаемой по-
лезной нагрузки, т
Общая высота, м
Длина, м
Размах крыла, м
Диаметр корпуса, м
105
65
82
30
20
16,45
36,4
23,9
5,6
35
Размеры грузового отсека, м
Продолжительность полета, сут
номинальная
максимальная
4,7х 18,3
7
30
Следует отметить, что внешне универсальная РКТС
"Энергия/Буран" похожа на ТКА Space Shuttle. Это сходст-
во диктуют, в первую очередь, законы аэродинамики. В целом
же аппараты имеют ряд принципиальных отличий [57,59].
Главное из них состоит в том, что хотя PH "Энергия" и
КС "Буран" объединены в один аппарат, во многом они
являются автономными. Б частности кислородно-водородные
ЖРД И ступени PH "Энергия" установлены в нижней части
ее ракетного блока, а не на КС, как у ТКА Space Shuttle,
благодаря чему PH "Энергия" может выводить на орбиту не
только КС "Бурану но и другие полезные нагрузки. Кроме
того, в ТКА Space Shuttle функционирует единая система
управления^в универсальной РКТС "Энергия/Буран" - две
независимые системы. И, наконец, система управления обес-
печивает полностью автоматический попет, включая посадку,
что было с успехом продемонстрировано в первом полете
РКТС 15 ноября 1988 г.
Рис. 7. Спуск и посадка КС "Буран": 1 -тормозной им-
пульс (Н = 250 км); 2 - ориентированный полет; 3 -
вход в атмосферу ( Н = 100 км); 4 - начало предпоса-
дочного маневра (Н - 20 км); 5 - заход на посадку
( Н = 4 км); 6 - посадка
36
Ниже приведены сравнительные данные по основным
энергомассовым характеристикам универсальной РКТС "
"Энергия/ Буран" и ТКА Space Shuttle [57,59].
РКТС ТКА
"Энергия/ Space
Буран" Shuttle
Масса полезной нагрузки, вы-
водимой на опорную орбиту, т
высота 200 км, наклонение 50,7° 30 25,4
высота 200 км, наклоне- ние 28 — 29,5
Масса полезной нагрузки, воз- вращаемой с орбиты на Землю т 15-20 14,5
Масса КС, т 105 114,2
Число членов экипажа 2-10 3-10
Длительность функционирова-* ния КС на орбите, сут 7-30 7-30
Число двигателей I ступени 4 ЖРД 2 РДТТ
Число двигателей П ступени (о2+н2 ) 4 ЖРД 3 ЖРД
Дальность бокового маневра при возвращении на Землю, км до 2000 2040
Кратность применения КС 100 100
Схема спасения блоков I• ступени посадка на сушу посадка на воду
Схема сборки и транспорти- ровки горизон- тальная вертикаль- ная
Запуски советских PH осуществляются с м°в: Капустин Яр, Плесецк и Байконур (PH космодрома Байконур). Ниже представлены 1 трех космодро- "Энергия" с широты этих кос-
моцромов и дополнительные линейные скорости, которые бпа-
37
GO
00
Таблица 2
Основные характеристики транспортных космических средств СССР 111, 12, 51, 52, 54,62]
Носители Масса выводимой полезной нагрузки, т Число за- пусков за время эксплуа- тации Доля успеш- ных за- пусков, % Макси- мальный темп запусков (в год) Год ввода в эксплу- атацию
на ба- зовую орбиту на переход- ную к гео- стационар- ной орбиту на гео- стацио- нарную орбиту на другие орбиты
"Вертикаль" - - - 0,56 (на вы- соту 1500км ) - - 1970
"Космос" 1,35 - - - 331 95,8 18 1962
"Циклон" 4,0 м - 75 97,3 6 1977
"Восток" 4,73 - - 1,84 (солнеч- носинхронная) 89 98,3 5 1959
"Восток-Союз " 7,2 - - - 566 97,9 35 1963
"Восток-Молния" — 1.5 мВ — - ' 189 94,7 10 1961
"Протон" 20,0 - 2,0 5,7 (к Луне) 115 5,3 (к Венере) 4,6 (к Марсу) 92,2 6 1965
"Зенит" 13,74 3,82 0,6 - 13 100 6 1987
"Энергия" 100 - 18 32 (к Луне) 28 (к Марсу и Венере) 2 100 - 1987
"Энергия/Буран" 30 - - - 1 100 - 1988
Примечание. Приведены сведения только о тех транспортных средствах, которые предполагается
Использовать цля запуска коммерческих полезных нагрузок.
Рис. 8. Транспортные космические средства СССР (SL - зарубежное обозначение носи-
телей) ;SL -3 - PH "Восток'-; SL —4 PH "Союз;5Ь-6- PH "Молния"; SL -8 - PH "Кос-
мос" ; SL-11 - PH "Циклон"; SL-12, SL-13 - PH "Протон'; SL -14 - модификация
PH "Циклон"; SL -16-РН "Зенит; SL -17 - PH "Энергия- и универсальная РКТС "Энергия/
Буран"
со
годаря вращению Земли имеют PH, запускаемые с этих кос-
модромов при запуске на восток [11,60,61] :
<Р ' AV, м/с
Байконур , 47°22* 315,0
Капустин Яр 48°36* 307,5
Плесецк 62 54 211,8
Оценивая возможности транспортных космических средств
СССР (табл. 2), можно отметить, что даже при сохранении
среднего числа запусков ~ 81 (за последние годы темп за-
пусков составил более 100 в год) они могут обеспечить дос-
тавку на низкую околоземную орбиту полезных нагрузок мас-
сой свыше 500 т в год. Эта величина не учитывает запус-
ков PH "Энергия", " каждый из которых будет добавлять к
этой цифре 100 т. Большими возможностями располагают со-
ветские транспортные космические системы и для обеспече-
ния грузопотока на высокоэнергетические орбиты. В частнос-
ти, PH "Протон" с разгонным блоком "Д" обеспечивали в
среднем выведение на геостационарную орбиту полезных наг-
рузок массой до 12 т в год. А один запуск в год PH "Энер-
гия" может увеличить этот показатель до 30 т в год.
На рис. 8 представлены основные носители СССР, способ-
ные обеспечить выведение полезной нагрузки массой от
1350 кг (PH "Космос") до более чем 100 т (PH "Энергия"),
3. ТРАНСПОРТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА США
Первые PH США так же, как и PH СССР, в основном
представляли собой модификации ракет, созданных по военным
программам. Мощным импульсом для осуществления такой
модификации в США стал запуск 4 октября 1957 г. в СССР
первого ИСЗ. В связи с этим в США была форсирована под-
готовка к запуску ИСЗ, которая велась по программам
Vanguard и Juno. Первый ИСЗ США Explorer -1 был .
запущен 31 января 1958 г. с помощью PH Juno I [63].
Затем последовали запуски PH Vanguard и Juno II.
Развитие семейства PH Juno осуществлялось в рамках
программы Redstone на базе баллистической ракеты с та-
ким же названием. В рамках этой программы с помощью
PH Redstone был осуществлен первый в США пилотируемый
суборбитальный полет (5 мая 1961 г.) на борту КА Mercury.
40
1240
1
Дальнейшего развития эти программы не получили, и запус-
ки PH этих семейств в начале 60-х годов были прекращены.
Им на смену пришли семейства PH Atlas и Thor, а нес-
колько позже PH Titan. При этом первая из них в различ-
ных модификациях находится в эксплуатации и до настоящего
времени, а вторая после нескольких запусков ряда ее моди-
фикаций была существенно доработана, получила название
Thor-Delta (Delta 1904), стала основой большой серии
pH Delta, которые также находятся в эксплуатации до
настоящего времени и, кроме того, послужила основой для
создания PH с ЖРД в Японии.
Здесь следует отметить, что основные семейства PH в
США развивались преимущественно путем расширения соста-
ва и улучшения характеристик верхних ступеней, а также
применения стартовых ускорителей, обеспечивающих увеличе-
ние стартовой тяги PH, необходимость чего объясняется
увеличением стартовой массы при установке более массив-
ных и энергоемких верхних ступеней. Первые ступени, как
правило, во всех упомянутых PH оставались без заметных
изменений.
Показательным в этом смысле является семейство PH
Titan. На базе двухступенчатой межконтинентальной бал-
листической ракеты, дооснащенной различными верхними сту-
пенями (Agena, Transtage, Centaur) ) и большими стар-
товыми ускорителями, был получен ряд PH средней грузо-
подъемности, которые широко используются для запусков
военных и гражданских полезных нагрузок. А новый ее ва-
риант - PH Titan IV, первый запуск которой осуществлен
14 июня 1989 г. [64] , позволяет выводить на низкую ор-
биту полезные нагрузки массой около 18 т.
Особое место в ряду американских PH занимают PH
Saturn IB и Saturn V, которые создавались уже не на
базе баллистических ракет, а специально разрабатывались
Для реализации программы пилотируемых полетов на Луну.
При этом на PH Saturn IB практически шла отработка
новых технологий, в первую очередь кислородно-водородных
ЖРД, а на PH Saturn V была возложена роль тяжелого носи-
теля, обеспечивающего выведение на орбиту лунного комп-
лекса, а впоследствии ОКС Skylab. Отсутствие ко времени
завершения программы пилотируемых полетов на Луну других
программ, требующих выведения на орбиту больших грузов,
повлекло за собой свертывание производства этих уникаль-
ных PH, грузоподъемность которых ( около 130 т на низ-
41
6-1
кую околоземную орбиту) не превзойдена до настоящего вре-
мени.
Значительным шагом в создании транспортных космических
средств была разработка ТКА Space Shuttle - первого кос-
мического аппарата с повторно используемыми элементами.
Около 10 лет создавался этот аппарат, его первый полет
был успешно осуществлен в 1981 г. И, несмотря на то, что
одна из основных целей его создания - существенное сниже-
ние удельной стоимости выведения - не была достигнута,
ввод его в эксплуатацию открыл новые возможности для
ракетно-космической техники. Одна из них - это возвраще-
ние на Землю отказавших космических объектов, что пред-
ставляется весьма перспективным, учитывая все возрастаю-
щую их сложность и стоимость. На борту ТКА вместе с це-
левой полезной нагрузкой, предназначенной для запуска на
высокоэнергетические орбиты, выводится и МТА - новый
класс транспортных средств, оформившийся как самостоятель-
ный в процессе создания ТКА Space Shuttle. Произошло
четкое распределение функций между транспортными сред-
ствами, обеспечивающими доставку полезных нагрузок на низ-
кую базовую (опорную) орбиту - PH и ТКА, и транспортны-
ми средствами, обеспечивающими перевод ИСЗ на рабочие ор-
биты - разгонные блоки и МТА. Такая специализация являет-
ся одной из характерных особенностей развития транспортных
космических систем на современном этапе [1],
Ниже приводятся краткие сведения об основных носителях
США, включая уже снятые с эксплуатации (для полноты пред-
ставления), причем особое внимание уделяется PH, которые
в ближайшие годы будут составлять основу транспортных кос-
мических средств США.
3.1. Ракеты-носители США
PH Juno I (другое используемое в литературе название
Jupiter-С) разработана на базе баллистической ракеты
Redstone. PH Juno I (рис. 9) - четырехступенчатая, сис-
тема управления - инерциальная; в отличие от ракеты Reds-
tone на I ступени используется топливная пара кислород
и керосин (а не кислород и спирт), тяга ЖРД I ступени
составляла 370 кН. II ступень состояла из 11 РДТТ (дли-
на 1,37 м, диаметр 0,15 м), соединенных в цилиндрическую
связку диаметром 0,76 м, общей тягой ~ 80 кН и стартовой
массой 0,33 т. III ступень состояла из трех РДТТ общей -
42
1240
Рис. 9. Внешний вид PH Vanguard (1), Juno I (2) и
Juno II (3) в схематизированном виде [60]
тягой ~ 20 кН и стартовой массой 95 кг. IV ступень имела
массу 27 кг и включала один РДТТ тягой 7 кН; после вы-
горания топлива ступень не отделялась от полезной нагрузки.
Эта PH использовалась для запуска первых четырех ИСЗ
Explorer. Масса полезной нагрузки пои выведении на орби-
ту высотой 500 км - 13,6 кг, масса первого американс-
кого ИСЗ Explorer-1 составляла 8,3 кг [11,63]. В
1958 г. было осуществлено 6 запусков PH (из них 3 неу-
дачных). В дальнейшем эта PH не использовалась С11].
PH Juno II (см. рис. 9) создана на основе баллисти-
ческой ракеты Jupiter. Это четырехступенчатая PH, стар-
товая масса которой составляет 54 т, а масса полезной
нагрузки 45 кг (при выведении на орбиту высотой 500 км).
I ступень (массой ~ 50 т) [14] заимствована от баллисти-
6-2 43
ческой ракеты, снабжена ЖРД тягой ~650 кН. Верхние
ступени устанавливались под обтекателем на приборном отсе-
ке от ракеты Jupiter. II ступень состояла из 11 РДТТ об-
щей тягой ~ 80 кН и имела стартовую массу 0,33 т.
Длина каждого РДТТ этой ступени 1,08 м, диаметр
0,127 м, продолжительность работы ~5 с. Ступень устанав-
ливалась на вращающуюся опору (частота вращения 250 -
400 миН“ ^), благодаря чему обеспечивалась стабилизация
всех верхних ступеней, III ступень состояла из трех анало-
гичных РДТТ (общая тяга~ 20 кН), а IV ступень - из одно-
го (тяга ~ 7 кН). В 1958—1961 гг. было запущено 10 PH
Juno II (из них 6 неудачных) запусков [11] .
PH Vanguard(см. рис. 9)—создавалась специально
для запуска первых американских ИСЗ» Однако ее первый
успешный запуск состоялся только 15 марта 1958 г.
(ИСЗ Vanguard -1 [63] . Стартовая масса PH Vanguard
(ill составляла 10,2 т (длина 22,4 м, максимальный диа-
метр 1,14 м), а масса полезной нагрузки 11 кг (при выве-
дении на орбиту высотой 500 км). I ступень массой~ 8 т
снабжена ЖРД, работающим на кислороде и керосине (тяга
на уровне моря 125 кН), II ступень массой ~ 2 т - также
жидкостная, однако в качестве компонентов топлива на ней
использовались азотная кислота и несимметричный диметил-
гидразин (тяга ЖРД~ 33 кН), III ступень массой ~ 0,22 т
была снабжена РДТТ тягой ^12 кН. Из 11 запусков, осу-
ществленных в 1957-1959 гг., только 3 оказались успеш-
ными [11].
PH Thor (рис. 10) - одно из широко используемых в
интересах министерства обороны США семейств PH. Назва-
ние вариантов PH этого семейства определяется названием
двигателей верхних ступеней или верхних ступеней, например
PH Thor-Able (имеет на III ступени РДТТ ABL X -248
Altair), Thor-Agena A (Agena A- D ступень). Поэтому
можно рассматривать характеристики I ступени как основы
для всех вариантов, а затем характеристики отдельных вари-
антов PH с соответствующим названием. Ступень Thor име-
ет стартовую массу 47-50 т, длину 19,8 м, максимальный
диаметр 2,4 м. ЖРД этой ступени (LR-79 - NA 9), ра-
ботаюшие На кислороде и углеводородном горючем RJ -1,
имеют тягу на уровне моря ~ 700 кН. Впоследствии ступень
непрерывно совершенствовалась (увеличение размеров ба-
ков, замена ЖРД и т.д.) и в одной из последних наиболее
используемых модификаций (LV -2) имеет следующие основ-
44
Рис. 10. Семейство PH Thor [60k 1 - Thor-Able 1;
2 - Thor-Able II; 3 - Thor-Able Star; 4 - Thor-Agena A;
5 - Thor-Agena B; 6 - Thor-Agena D; 7 - Thor-Bumer II;
8 - TA-Thor-Agena D; 9 - Thorad-Agena D
ные характеристики [11] : стартовая масса 84,8 т, масса
топлива 79,7 т, длина 22,9 м, диаметр 2,4 м, тяга ЖРД
на уровне моря 930 кН, удельный импульс~ 2600 Н.с/кг,
время работы ЖРД 228 с. Существуют варианты этой
ступени, имеющие стартовые твердотопливные ускорители,
называющиеся иногда в таких случаях Thorad.
В табл. 3 представлены характеристики грузоподъем-
ности основных ее вариантов [11].
PH Thor находилась в эксплуатации достаточно продол -
жительное время (с 1958 г.). За 27 лет был осуществлен
381 запуск различных модификаций этой PH [60]. В част-
ности, Thor-Able 7 (3 неудачных)| Thor-Able Star -19
(5 неудачных), Thor- Agena - 184 (20неудачных) и Thor-
Burner II -25 [11]. С конца 80-х годов она практи-
чески не использовалась.
PH Scout (рис. 11) - четырехступенчатая PH с РДТТ
на всех ступенях. Стартовая масса PH 21,5 т, максималь-
ный диаметр 1,13 м, длина 22,9 м. Ниже приведены основ-
Ные характеристики используемых РДТТ для одной из после д-
чих модификаций PH Scout F-1 [11].
45
Т’а блица 3
Основные характеристики модификаций PH Thor
Массовые ха- рактеристики Thor-Able Thor-Abie- Star Thor- ES urne г II Thorad- Agena D
Стартовая мас- са, т 50 54 50 100
Масса ПН, кг юо1 4001 2 500 10001
Относительная масса ПН 0,0020 0,0074 0,01 0,01
При выведении на орбиту высотой 2 При выведении на орбиту высотой 500 км. 800 км.
Обозначение РДТТ I ступень Algol ЗА II ступень Castor 2А III ступень Antares 2В IУступень Altair ЗА
Стартовая мас- са, т 14,2 4,43 1,26 0,3
Масса топлива, т 12,7 3,7 1,16 0,275
Тяга, кН 491 (на уров- не моря) 286 (в пусто- те) 129 (в пусто- те) 27 • (в пус- тоте)
Время горения, с 56,3 35,9 25,2 28
Первый полет PH Scout совершила в июле 1960 г. В
этом полете PH вывела на круговую орбиту высотой 550 км
полезную нагрузку массой 60 кг. В дальнейшем за счет
улучшения характеристик РДТТ ее грузоподъемность была
увеличена до 256 кг (на круговую орбиту 500 км). За вре-
мя эксплуатации было осуществлено свыше 100 запусков этой
PH, из них успешных 86%. Предполагалось, что с вводом в
эксплуатацию ТКА Space Shuttle, необходимость в PH
Scout отпадет, однако из-за перерыва в эксплуатации
46
Рис. 11. Общий вид трех вариантов
pH Scout (слева направо) [60] :
C/D -1, E/F И, G-1
ТКА ее продолжали использовать, в
первую очередь, для выведения неболь-
ших ИСЗ по программам министерст-
ва обороны. После переориентации
частных фирм на использование одно-
разовых PH в коммерческих целях бы-
ло решено продолжать изготовление
этой PH. Ее использование предус-
мотрено в текущих планах NASA
до 1995 г., в частности, на этот пе-
риод запланировано 10 запусков.
Стоимость запуска для иностранных
пользователей в ценах 1984 г. была
определена в 6 млн. долл., а позднее
с учетом инфляции, в ценах 1986 г.
в 8-9 млн. долл.
В плане дальнейшего совершенст-
вования PH Scout фирмой LTV Ae-
rospace (США) и итальянскими
ракетно-космическими фирмами рассматривается совместный
проект модификации путем введения в состав PH двух допол-
нительных твердотопливных ускорителей, используемых в
составе PH Ariane IV [65,66] Грузоподъемность PH
Scout II в такой модификации увеличится практически вдвое
по сравнению с базовым вариантом и составит около 520 кг.
в то время как стоимость запуска изменится только на 50-'
60% (стоимость запуска базового варианта по ценам 1987г.
составляла уже 11-12 млн. долл.).
PH Delta осуществила свой первый полет в 1960 г.
В качестве I ступени этой PH использовалась ступень бал-
листической ракеты Thor, поэтому она получила название
Thor-Delta, или, по другим источникам, Delta 1904
[63] . Под названием Thor—Delta встречается в отечест-
венной литературе и наиболее широко используемая модифи-
кация этой PH - Delta 2914. Это трехступенчатая PH,
выполненная по схеме с последовательной работой ступеней.
На I ступени используется ступень Thor и связка твердо-
топливных ускорителей фирмы Thiokol. II ступень имеет
47
название Delta и снабжена ЖРД, работающим на азотной
кислоте и аэрозине - 50, с тягой в пустоте 46 кН (время
работы 348 с) [11] .III ступень оснащена РДТТ Thiokol
ТЕ",364—4. Разделение I и II ступеней происходит по
"горячей", а II и III - по "холодной" схеме. Для управления
полетом I ступени по каналам тангажа и рыскания исполь-
зуется основной двигатель, а управление по каналу крена
обеспечивается двумя рулевыми двигателями, которые исполь*
зуются также для управления по всем каналам после вык-
лючения основного двигателя (приблизительно за 4 с до
разделения). Для управления полетом II ступени использу-
ется основной двигатель, отклоняющийся в плоскостях рыс-
кания и тангажа, и рулевые сопла крена. Стабилизация неуп-
равляемой III ступени обеспечивается ее вращением вокруг
продольной оси с частотой 120 мин"-*-; ступень раскручива-
ется непосредственно перед отделением от ракетного блока
II ступени. HI ступень PH и полезная нагрузка расположе-
ны под обтекателем, сбрасываемым на 20-й секунде после
начала работы II ступени (208).
PH Delta постоянно совершенствовалась; увеличива-
лась емкость топливных баков и тяга ЖРД I и II ступеней;
число и тяга стартовых РДТТ, тяга и продолжительность
работы РДТТ III ступени. На рис. 12 [60] в схематичес-
ком виде показано семейство PH Delta до серии 3900
включительно. Одна из последних модификаций PH Delta
3914 с девятью стартовыми РДТТ Thiokol Castor -4 имеет
стартовую массу 193,5 т (длина 35,4, диаметр 2,4 м) и
массу полезной нагрузки 950 кг при выведении на переход-
ную к геостационарной орбиту [11].
В течение всего времени эксплуатации PH Delta совер-
шила более 200 полетов, из них 93% успешных, а за пос-
ледние 10 лет (до 1988 г.) этот показатель стал еще выше
98% [67].
Производство PH Delta было прекращено в начале
1987 г., однако, в основном из-за срыва программы запус-
ков ТКА Space Shuttle, фирма McDonnell Douglas по
контракту с ВВС США решила возобновить изготовление (и
даже ввести новые мощности для сборки) PH Delta нес-
кольких модификаций, в частности, PH Delta 3920, которая
в сочетании с МТА PAM-D выводит на переходную к геоста*
ционарной орбиту полезные нагрузки массой 1280 кг. Без
применения МТА РAM-Dмодификация PH Delta 3920 может
использоваться для выведения полезной нагрузки на низкие
48
1240
Рис. 12. Семейство PH Delta : 1 ~ Delta DM 19;2 -Delta А; 3 -Delta В; 4 - Delta С
5-DeltaD; 6-DeltaE; 7-DeltaL; 8-DeltaN-6; 9 - PH Delta серии 900;
10 - PH Delta серии 1600; 11 - PH Delta серии 2900; 12 - PH Delta серии
3900
7-1
49
околоземные орбиты, в частности массой до 3450 кг на -
орбиту высотой 185 км и наклонением 28,5 .
С 1988 г. находится в эксплуатации модификация PH
Delta 4920, отличающаяся от предыдущей тем, что на I
ступени использованы старые ЖРД МВ-3 тягой 780 кН.
Для-компенсации тяги 1 ступени (на PH Delta 3920
использованы ЖРД RS -27 тягой 940 кН) в качестве
ускорителей применены более мощные РДТТ Castor-4A.
К середине 1989 г. подготовлена к эксплуатации и ис-
пользована для выведения ИСЗ Cobe на полярную орбиту
высотой 990 км модификация PH Delta 5920. В отличие
от PH Delta 3920 на новой модификации использованы 9
ускорителей Castor-4A, что увеличило грузоподъемность
PH на низкую околоземную орбиту, до 3850 кг, а на пере-
ходную к геостационарной - до 1405 кг 16 8].
Специально для коммерческого рынка подготовлен выпуск
PH Delta II [67, 68]. Наряду с выведением коммерческих
полезных нагрузок данное семейство PH будет использовано
и для выведения полезных нагрузок министерства обороны
США. В частности, с ее помощью предполагается вывести
20 ИСЗ серии Navstar второго поколения (первые успеш-
ные запуски 14 февраля, 10 июня и 18 августа 1989 г.),
для чего комплектуются специальные модификации Delta
6925 ( Navstar -1-9) и Delta 7925 ( Navstar- 10-20)
[69], В связи с большим ожидаемым числом запусков (до
середины 1991 г. имеется 20 заказов на PH этого класса)
фирма McDonnell Douglas пошла на существенные доработ-
ки конструкции всех ступеней PH.
В модификации Delta 6925 [68] общая стартовая мас-
са повышена до 220 т путем увеличения заправки I ступе-
ни до 96 г, для чего при неизменном диаметре 2,4 м дли-
на бака окислителя (жидкого кислорода) увеличена на
2,21 м, а горючего (керосина) - на 1,46 м. Время работы
ЖРД RS -27 (степень расширения сопла 8:1, тяга на уров-
не моря 920 кН, удельный импульс 2573 Н*с/кг) увеличено
с 228 до 270с.
В качестве ускорителей I ступени применены 9 РДТТ
Castor—4А разработки фирмы Morton Thiokol. Каждый уско-
ритель при.диаметре 1,02 м, длине 10,97 м имеет массу
11,5 т и тягу на уровне моря 480 кН.
На II ступени (масса 6,906 т, заправка топлива 5,993т)
использован модифицированный ЖРД Aerojet AJ -10-118 К
от ракетной ступени Transtage, работающий на четырехокиси
50
1240
азота и аэрозине-50, имеющий тягу 42 кН и удельный
импульс 3130 №с/кг.
В качестве III ступени применен модифицированный РДТТ
Star -48, разработанный ранее для МТА РАМ. За счет удли-
нения цилиндрической части корпуса масса твердого смесе-
вого топлива НТРВ увеличена до 2000 кг, а время горения
до 85,3 с.
Указанные существенные доработки позволили увеличить
грузоподъемность PH на низкую околоземную орбиту до
3980 кг, а на переходную к геостационарной - до 1450 кг.
На последующей модификации PH Delta 7925’’будут
применены новые твердотопливные ускорители GEM, раз-
работки фирмы Hercules [ 68], особенностью которых яв-
ляется использование корпуса РДТТ из графитоэпоксидного
композиционного материала и увеличенная по сравнению с
РДТТ Castor 4А на 1000 кг масса топлива. За счет удли-
нения сопла ЖРД RS-27 степень расширения будет увели-
чена до 12:1, что, однако, наряду с увеличением пустотно-
го уделВного импульса приведет к уменьшению стартовой
тяги с 920 до 895 кН.
В более отдаленной перспективе просматривается модифи-
кация PH Delta 7930 с грузоподъемностью на переходную
к "геостационарной орбиту до 2630-2810 кг путем исполь-
зования на I ступени доработанного кислородно-водородного
блока Centaur с ЖРД RL-10 (701 . В так называемом
варианте Wide Body Delta (PH Delta диаметром 4 м)
возможно увеличение грузоподъемности на переходную к
геостационарной орбиту до 5,5 т путем использования кио-
лородно-водородного топлива и на II ступени. Существуют
варианты кардинального изменения компоновочной схемы PH
Delta [70] . В частности, в варианте Two Barrel Delta
(PH с двумя корпусами) в качестве I ступени предлагает-
ся использовать 2 соединенных параллельно ракетных блока
I ступени PH Delta 7925 с 12 твердотопливными ускори-
телями GEM. В случае применения жидкого водорода на II
и III ступенях данная модификация PH Delta будет конку-
рентоспособна с проектируемой западноевропейской PH
Ariane V.
На рис. 13 представлены для сравнения 3 последние мо-
дификации PH Delta (3920 с МТА PAM-DZ6925 и 7925)
(б8] , а в табл. 4 - данные о грузоподъемности основных
модификаций PH Delta, используемых в 80-х годах или
предлагаемых к эксплуатации в конце 80-х - середине 90-х
7-2
51
Рис. 13. Модификации PH Delta II: 1 -Delta 3920/
PAM-D: 2 -Delta 6925; 3 - Delta 7925
годов [ 6,68] . Основные характеристики некоторых модифи-
каций PH Delta приведены в табл. 5 [25, 67, 68].
Стоимость запуска PH Delta, объявленная фирмой Mc-
Donnell Douglas, составляет 50 млн. долл. Позже было сооб-
щено о возможном снижении стоимости запуска коммерчес-
ких полезных нагрузок приблизительно до 33 млн. долл.,
52
Таблица 4
Массовые характеристики основных модификаций PH Delta
Массовые характерис- тики Delta 3920 Delta 4920 Delta 5920 Delta 6925 Delta 7925 Delta 8920
Масса выво-
димой ПН, кг
на базовую
орбиту 3450 3450 3850 3980 4450 5030
на переход- ную к геоста- ционарной орбиту 1280 1280 1405 1450 1450 18Й0
Стартовая масса, т 193 — 220 230 «»
Относительная масса ПН, доставляемой на базовую орбиту 0,0179 - 0,0181 0,0219
что существенно ниже стоимости запуска аналогичных PH
Ariane (Западная Европа) и CZ (КНР).
PH Atlas свои первые полеты осуществила еще в
1957 г как межконтинентальная баллистическая ракета, и
так же, как и другие ракеты такого класса, была модифици-
рована для обеспечения выведения полезных нагрузок на
геоцентрическую орбиту. 20 февраля 1962 г. с ее помощью
на орбиту был выведен КА Mercury с космонавтом на
борту (Джон Гленн) и был осуществлен первый в США пи-
лотируемый орбитальный полет. Известны различные модифи-
кации PH Atlas (рис. 14), отличающиеся, в первую очередь,
II ступенью [ 6 О].
Блок I ступени Atlas (заимствованный от баллистичес-
кой ракеты) по существу является двухступенчатым, так как
кроме основного ЖРД (использующего в качестве компонен-
53
Табли да 5
01
д
Основные характеристики PH семейства Delta [2, 67, 68]
Характеристики Delta 3914 Delta 3924 Delta 3910/ PAM-D Delta 3920/ PAM-D Delta 6920 Delta 6925 Delt a 7920 Delta 7925
Стартовые ускорители
Длина, м 11,2 11,2 11,2 11,2
Макс, диаметр, м 1,02 1,02 1,02 1,02
Стартовая масса, т 2х 10,7 9x10,7 9x H,5 —
Двигатель 2х Thiokol ТХ526- (Castor 4) -2 9X Thiokol TX526- (Castor 4) 2 9x Thiokol TX-780 9x Hercules GEM (Castor 4A)
топливо твердое твердое твердое твердое
суммарная тяга, кН 3413,2 3413,2 3907,1 3786,9
уд. импульс, Н-с/кг 2247 2247 - —
время горения, с — - 58 —
I ступень
Длина, м 22,4 22,4 26,05 26,2
Макс, диаметр, м 2,4 « 5 2,4 2,4 2,4
Отартотаая масса, т 85.3 85,3 102 -
Двигатель IxRocketdyne PS-2’ lx Rocketdyne 7 RS-27 lx Rocketdyne RS-27 lx Rocketdyne RS-27
топливо o2/rp-i o2/rp-i O2/RP-I o2/rp-i
масса топлива, т - 80,0 96,0 —
тяга, кН 912 920 920 895
уд. импульс, Н*с/кг I 2884 2573 —
время работы, с w - 270 • —
II ступень
Длина, м 5,9 5,9 5,9
Макс, диаметр, м - 2,4 2,4 2,4 2,4
Стартовая масса, т Двигатель 1 6,9 - 6,9 6,9 xTRWTR lx Aerojet IxTRW lx Aerojet lx Aerojet AJ - 201 AJ-Ю-ll8K ТЕ201 AJ-10-118K 10-118K lx Aerojet AJ-10- 118К
топливо масса топлива,т N2O4/A-5O 6,0 N2O4/A-5O 6,0 N2O4/A-5O 6,0 N2O4/A-5O
тяга, кН 43,8 44,5 43,8 44,5 44,5 44,5
уд. импульс, Н'с/кг - 3130 3130 3130 to*
время работы, с 01 446 446 446 -
01
0)
Продолжение табл. 5
1 2 3 4 5 6 7 8 9
III ступень РАМ -D РА& 4-D РА M-D
Длина, м 2,1 2,2 2,2 2,2
Макс, диаметр, м 1,0 1,22 1,22 1,22
Стартовая масса, т 2,2 5,3 5,3 5,3
Двигатель lx Thiokol ТЕ-364 -4 lx Thiokol Star 48 1,х Thiokol Star 48 lx Thiokol Star 48В
топливо твердое твердое твердое твердое
масса топлива, т 2,2 2,0 2,0 2,0
тяга, кН 68,1 68,1 68,1 68,1
время горения, с 87 87 87
Головной обтекатель
Диаметр, м ам 2,4 2,83 2,83
PH в целом
Длина, м 35,4 — — 34,1 - 38,4 — 38,4
Макс, диаметр, м 2,4 2,4 2,4 2,4 2,4 2,4
Стартовая масса, т 190,9 193,1 191,6 194,4 220,0 230,0
124 0
50м
Рис. 14. Семейство PH Atlas: 1- Atlas В- Score; 2- Atlas-Able; 3-Atlas L V-3-Mercury • 4-
Atlas LV-3 - Agena A; 5- Atlas LV-3C - Centaur; 6-Atlas SLV-3 - Agena B; 7 - Atlas
сл SLV- 3- Agena D; 8- Atlas E-0V1; 9- Atlas SLV-3A-Agena D; 10- Atlas SL V-3D-Centaur
D —1A; 11 — Atlas E—ТЕ—M—364—15; 12 — Atlas Agena D
тов топлива кислород и керосин) и двух рулевых ЖРД в его
составе имеются 2 сбрасываемых в полете так называемых
стартовых ЖРД Корпус I ступени состоит из отсека топ-
ливных баков и хвостового отсека. Баки выполнены по несу-
щей схеме с общим промежуточным днищем при переднем
расположении бака с окислителем. Конструкционный материал
баков - аустенитная сталь. Толщина стенок увеличивается от
передней части к хвостовому отсеку от 0,254 до 1,02 мм
[11,71]. Столь малая толщина оболочки бакового отсека
обусловила необходимость поддержания в емкостях при хра-
нении и транспортировке избыточного давления примерно
0.07 МПа.
Сбрасываемая часть I ступени вклюнает в себя юбку
хвостового отсека, 2 стартовых ЖРД с агрегатами авто-
матики, гидроприводами и элементами систем ДУ, закончив-
шими функционирование к моменту окончания работы стар-
товых двигателей, а также теплозащитный экран.
Все 5 двигателей I ступени (основной, 2 стартовых
и 2 рулевых) запускаются одновременно. Система подачи
топлива - турбонасосная, турбины раскручиваются пороховыми
аккумуляторами давления, а по выходе двигателей на режим
работают от газогенератора, использующего основные компо-
ненты топлива.
В качестве II ступени используются различные разгонные
блоки, названия которых и определяют названия PH в целом.
В частности, конструкция одной из наиболее распространенных
ступеней-Agena- следующая. Топливный отсек цилиндричес-
кой формы выполнен по схеме с общим промежуточным дни-
щем и включает в свой состав сферический бак горючего и
примыкающий R нему цилиндрический бак окислителя с полу-
сферическим нижним днищем. Конструкция двигателя II сту-
пени (ЖРД с компонентами топлива - азотная кислота и
несимметричный диметилгидразин) обеспечивает его откло-
нение с помощью гидравлических приводов в двух взаимно
перпендикулярных плоскостях Hai 5 • Двигатель допускает
повторное включение по программе или по сигналу с Земли.
Ниже представлены сведения о грузоподъемности наиболее
широко известных модификаций этой PH [11].
С начала* эксплуатации (1958 г.) PH Atlas совершила
более 470 полетов (больше, чем любой другой носитель
США), из которых более 80% успешных (в последние 10 лет
этот показатель равен 95,6%). PH АН as-Centaur, в част-
ности, совершила около 70 полетов (начиная с мая 1962 г.),
58
Atlas-AgenaT) Atllas- D | -Centaur d-1A D-1A
Стартовая масса, т 130 i 137
Масса выводимой ПН, т
на базовую орбиту 3,8 5,125
на переходную к геостацио-
парной орбиту 1,22 2
Относительная масса ПН' (на
базовую орбиту) 0,0292 0,0374
1240
из них успешных 91,1%. В этом варианте грузоподъемность
PH составляет 2350 кг (на переходную к геостационарной
орбиту). Именно этот вариант фирма-изготовитель General
Dynamics представляет на коммерческий рынок как для за-
пусков частных полезных нагрузок, так и для запусков кос-
мических объектов по программе NASA, в частности ИСЗ
серии GOES. Всего для коммерческого рынка в начале
1988 г. было запланировано 18 носителей. В настоящее
время готовятся также несколько модификаций ступени
Centaur (G и G’ ), которые в качестве МТА планируется
использовать в различных космических программах в соче-
тании с различными носителями (Titan, Atlas ). В планах
NASA, до 1991 г. включительно, уже предусмотрено 9 за-
пусков PH Atlas, в том числе 4 в сочетании с МТА
Centaur G.>
Модификации PH Atlas G-Centaur пойдут по линии как
конструктивных доработок, так и путем установки новых
электронных блоков. До 19 94 г. предполагается выпуск че-
тырех новых модификаций PH Atlas (Atlas I, Atlas II, Atlas IIA
и Atlas HAS ), совместимых с двумя стандартными обтека-
телями полезной нагрузки диаметрами 3,3 и 4,2 м [72]. _
Б качестве МТА для этого семейства PH может использо-
ваться и МТА Iris разработки фирмы Aeritalia.
На первой модификации PH Atlas I, первый запуск кото-
рой намечен на начало 1990 г., будет установлен новый
блок управления с лазерными гироскопами фирмы Honeywell
и БЦВМ фирмы Teledyne. Грузоподъемность PH Atlas I
на низкую околоземную орбиту составит 5700 -5900 кг.
Следующие модификации PH будут иметь увеличенную на
3,5 м длину. В варианте Atlas II данная PH будет исполь—
6 2 59
зована для" выведения военных полезных нагрузок, в вариан-
тах ПА и HAS - для запуска коммерческих полезных нагру- |Н|
зок. ' to
Для PH Atlas II фирмой Rocketdyne разрабатывается s
модифицированный ЖРДМА5А для I ступени тягой 1815кЦ, й
Управляющие двигатели будут заменены на новые, работаю- к
щие на гидразине. Баки I и II ступеней будут удлинены на
2,7 и 0,9 м соответственно. На II ступени PH Atlas ПА Н
предполагается установка форсированного ЖРД RL-10-4-N
фирмы Pratt and Whitney тягой 88,9 кН и удельным
импульсом 4403,7 Н»с/кг. Повышение удельного импульса на
61 Н’-с/кг по сравнению со стандартным достигнуто установ-
кой раздвижного сопла.
Ввод в эксплуатацию наиболее мощного варианта PH
Atlas HAS намечен на 1993 г. В основном данный тип PH
ориентирован на выведение нового поколения коммерческих
связных ИСЗ Intelsat -7 массой-^ 2300 кг на геостацио-
нарную орбиту. Увеличение грузоподъемности на 270 кг по
сравнению с PH Atlas II будет достигнуто путем установки
двух малых твердотопливных ускорителей Castor 2 общей
массой 7j5 т и временем работы 10 с
Некоторые характеристики модификаций PH Atlas G-Cen-
taur в вариантах со стандартным (диаметр 3,3 м, дли-
на 7,8 м) и увеличенным (диаметр 4,2 м длина 9,4 м) об-
текателями полезной нагрузки приведены в табл. 6.
PH Т it ап. В течение более 30 лет находится в эксплуа-
тации ряд ракет, относящихся к этому семейству - от меж-
континентальных ракет Titan I до PH средней грузоподъем-
ности Titan IV (рис. 15). Отличительной чертой этой PH
является использование на I ступени двух ЖРД (что пред-
ставляется нелогичным с позиции обеспечения плотности
компоновки хвостового отсека и ракеты в целом). В ракете
Titan I использовались кислород и углеводородное горючее
RP -1, на остальных модификациях - четырехокись азота
(N2O4 ) и смесь гидразина и несимметричного диметилгид-
разина, известная под маркой А -50.
PH Titan II - первая в этом семействе PH, используемая
для выведения на геоцентрическую орбиту полезной нагрузки,
в частности пилотируемого КА Gemini ( с двумя космонав-
тами на борту в 1964 г.) В конце 80-х годов, в связи со
снятием с вооружения баллистической ракеты с таким же наз-
ванием, вновь было обращено внимание на возможность исполь-
зования этой PH для выведения на низкие околоземные орби-
Характеристики модификаций PH Atlas G—Centaur [72]
60
CO
о
(О
СО
со
м*
о
со
о
со
о
to
СМ
СМ
Atlas I । Стан- дартный обтека- тель
V II si Увеличен- ный обте- катель
<с Стан- дартный обтека- тель
ел Увеличен- ный об- текатель
4-i < Стан- дартный обтека- тель
Увеличен- ный обте- катель
Atlas I Стан- дартный обтека- тель
Характеристики
со.
ю"
м*
to
м*
со
ю*
ю
со
ю*
05.
со*
см
2
я
я
1
СО
05
со
05
о
м*
со
о
to
о
СО
СМ
СО
00
СО
СО
00
СО
СО
00
СМ
СО
00
СО
СО
2
&
я
СО
xf
со
со
со
§
S
м
о
я
О
О
я
я
о
ж
Е
о
2
я
m
к
я
<8
Я
о
см
05
со
о
СМ
о
00
ю
со
о
00
со
ю
Q
о
05
ю
н
к
ю
4
о
X
8.
ф
к
я
я
я
fr-
ф
я
о
«
о
я
Q-
Я
я
о
00
СМ
о
05
СМ
00
со
СМ
о
см
о
ю
см
СМ
СО
СМ
2
я
я
ф
я
CU
fr-
ee
я
о
00
05
о
о
СМ
см
оо
хГ
05
м*
СМ
ю
я
ч
2
fr-
о
я
а
о
X
Относительная
масса ПН (на
низкую орбиту) 0,036 0,035 0,036 0,035 0,038 0,037 0,039 0,038
61
I
И
40м
62
Ть1 полезных нагрузок относительно небольшой массы (2-
Зт). По прогнозам ВВС США, в ближайшие годы 14 баллис-
тических ракет Titan будут превращены в PH Titan II
[73] .
На базе PH Titan II был создан целый ряд носителей
следующей модификации - Titan III,имеющих индексы А,В,
С, D, Е [11] . PH Titan III А- экспериментальная ракета,
предназначенная для отработки PH этой модификации. Пос-
ле четырех запусков этой PH в 1964-1965 гг. в эксплуа-
тацию были введены PH остальных модификаций. PH Titan III А
представляет собой по существу комбинацию PH Titan II
и верхней ступени Transtage. Следующая модификация -
Titan IIIB — представляет собой комбинацию той.же PH
Titan II, но со ступенью Agena в качестве Ш ступени.
Эта PH использовалась в основном для выведения ИСЗ
военного назначения. В 1966-1983 гг. было запущено
свыше 60 PH Titan IIIB с весьма высокой степенью реали-
зации программ.
В модификации PH Titan III С кроме жидкостных разгон-
ных блоков, являющихся основой PH этого семейства, ис-
пользуются 2 стартовых РДТТ UA 1205 (средняя тяга
4650 кН, масса РДТТ (каждого)-230т, масса топлива
193 т,, При старте PH Titan III С включаются только
стартовые РДТТ, которые отделяются на высоте ~ 40 км
за 4 с до запуска ЖРД I ступени. Увод стартовых РДТТ
после их отделения обеспечивается небольшими РДТТ тя-
гой 20 кН по четыре в нижней и верхней частях каждого
стартового РДТТ За 18 лет эксплуатации (с 1965 по
1983 г.) было осуществлено около 30 запусков этой PH.
PH Titan HID - это по существу PH Titan IIIB, осна-
щенная двумя стартовыми РДТТ UA 1205. За 12 лет эк-
сплуатации (с 1971 г.) было осуществлено около 20 запус-
ков этой PH.
Последняя из этого ряда - PH Titan IIIE представляет
собой PH Titan II, оснащенную двумя стартовыми РДТТ
UА 1205, и криогенной ступенью Centaur. Эта PH распо-
лагает наибольшей по сравнению с предыдущими модифика-
циями грузоподъемностью. С ее помощью были реализованы
такие программы, как Viking, Voyager, Helios и др.
В табл. 7 представлены сведения о грузоподъемности
основных модификаций PH Titan III [205].
PH Titan III c 1965 г. совершила 137 полетов, из них
132 были успешными, т.е. 96,4% [7] . Неудачными ока-
63
Таблица 7
Грузоподъемность модификаций PH Titan III
Параметры Titan III А Titan III В Titan III С Titan III D Titan III E
Стартовая масса, т 170 180 630 640 640
Масса выводимой ПН, т на низкую орби- ту 3,0 3,63 11,5 13,6 17,7
на переходную к геостационар- ной орбиту — — M 1,93
на геостацио- нарную орбиту — — 1,43 — -
Относительная масса ПН (на ба- зовую орбиту) 0,0176 0,020 0,0182 0,0212 0,0276
запись два из четырех запусков PH, известной как Titan
34D, запущенной по программе министерства обороны. Ком-
мерческий вариант PH Titan III является по существу увели-
ченной модификацией варианта Titan 34D.
PH Titan III для выведения полезных нагрузок на высо-
коэнергетические орбиты может использоваться и в сочетании
с различными МТА. Ее грузоподъемность (при выведении на
переходную к геостационарной орбиту) соответственно сос-
тавляет : 1,27 т (с МТА PAM-D1 ); 1,93 т ( с МТА
PAM-D2 ); 2,27 т (с МТА Star 63 Е )j 5,44 т (с МТА
Transtage или TOS).
Фирма Martin Marietta уже имела в начале 1988 г.
контракт на запуск четырех коммерческих ИСЗ, первый из
которых был запланирован на вторую половину 1989 г. Стои-
мость запуска PH Titan III оценивается в 110-150 млн.
долл, (по ценам 1988 г.)
PH Titan IV (известная под названием Titan 34D7),
отличается в основном от предыдущей PH (тем, что в ее сос-
таве используется модифицированный (7-секционный вместо
64
Рис. 16. PH Titan IV : 1 - 7-секцион-
ный РДТТ; 2 - МТА Centaur G* ; 3 -
отсек полезной нагрузки (4,42 х 12,2м);
4 - головной обтекатель диаметром 5,1м
о
с\
•ч
5-секционного) твердотопливный ускори-
тель с большими энергомассовыми харак-
теристиками (рис, 16). В частности, мас-
са одного ускорителя составляет 317 т,
масса топлива 268 т (по сравнению с
220 ту PH Titan III ) суммарный им-
пульс 675 МН«с, а удельный импульс
2636 Н*с/кг [74].
14 июня 1989 г. был осуществлен
первый запуск PH Titan IV [64], кото-
рый оценивается как самый дорогой из
всех непилотируемых запусков, реализо-
ванных к этому времени [75]: стоимость
PH оценивается в 220 млн. долл., стои-
мость ИСЗ в 180 млн. долл, и стои-
мость МТА 45 млн. доли.
В сочетании с МТА Centaur G PH
Titan IV сможет выводить на геоста-
ционарную орбиту ПН массой до 4,5 т
[ 64]. Предполагается, что в середине
90-х годов может быть обеспечен темп
запуска этой PH до восьми в год,
В табл. 8 и 9 приведены основные
характеристики некоторых модификаций PH Titan .
PH Saturn I [11,14, 60, 71] создавалась в рамках
крупной национальной программы США Saturn-Apollo, основ-
ной конечной целью которой являлось осуществление пило-
тируемых полетов на Луну. Ее первый полет был осущест-
влен 27 октября 1961 г. Экспериментальная PH Saturn I-
Двухступенчатая, I ступень выполнена по многоблочной
схеме, П -ступень - по традиционной моноблочной. I ступень
состоит из центрального топливного бака, восьми периферий-
ных баков и восьми ЖРД Н -1 (суммарная тяга на уровне
моря 7260 кН), работающих на кислороде и .углеводородном
горючем RP-1. II ступень (S-IV ) «а, кислороцьо-водород-
ном топливе оснащена 6 ЖРД RL-40A-3 общей тягой 408 кН,
которые использовались также иа ступени Centaur. За
9-1
65
Таблица 8
Характеристики грузоподъемности PH Titan [т] [7,63]
Параметры орбиты Titan II Titan 34D Titan III (коммерчес- кий вариант) Titan IV
Н -185 км, i - 28,5° 2,58 3,29 (Star -37) 15,4 14,34 17,7
Н =185* км, i = 90° — 12,5 — 14,3
Н- 445 км, i = 28,5° 1,77 3,1 11,11 — 12,7
(Star -37)
3,36
(Star -48)
5 лет (1961-1965 гг.) эксплуатации этой PH было осу-
ществлено 5 запусков (включая выведение на орбиту маке-
тов основных блоков КА Apollo).
PH Saturn IB [Ц. 14, 60, 71] - экспериментальная
двухступенчатая PH для отработки на околоземной орбите
КА Apollo. Ее первый полет был осуществлен 26 февраля
1966 г. В качестве I ступени использовалась модифициро-
ванная 1 ступень PH Saturn I (увеличен запас топлива). II
ступень S-IVB - прототип III ступени PH Saturn V, кото-
рая, таким образом, проходила натурные испытания. Эта сту-
пень имеет один ЖРД J -2 (компоненты топлива: кислород
и водород) тягой 1,023 МН. Для управления по каналу кре-
на на хвостовом отсеке этой ступени установлены 2 блока
по 3 вспомогательных двигателя (компоненты топлива: че-
тыре хо кис ь азота и несимметричный диметилгидразин) тягой
по 680 Н. С 1966 по 1975 г. было осуществлено 9 запус-
ков этой PH, в том числе по совместной советско-американс-
кой программе "ЭПАС".
PH Saturn V [11. 14, 60, 71]- трехступенчатая, спе-
циально разработанная для программы исследования Луны,
предусматривавшей пилотируемую экспедицию и высадку чело-
века на ее поверхность. Первый запуск этой PH был осушесТ'
влей 9 октября 1967 г. PH Saturn V выполнена по схеме
66
с
СМ э
ф
S
а
8
оо*
со
см
см
о
см
S L0
СМ гЧ
гЧ I
X <
СМ Р
1 о
О см
СМ э
со
0)
о
гЧ
I
см
о
со
см
о
см
I
Основные характеристики PH семейства Titan [2,741
8
Ct
о.
8
со
о
g <3
Q. тЧ

£ *
(j о о
1 *
время горения.
-2
67
1 2 | 3 4 5 6 7
I ступень Длина, м 21,4/7,14 23,97 23,97 23,97 26,4 26,4 Макс, диаметр, м 3,05 3,05 3,05 3,05 3,05 3,05 Стартовая масса, т 154,4 - - - - — Двигатель 2xAerojet 2xAerojet IxAerojet 2xAerojet LR- 2x Aerojet 2xAerojet LR-87-AJ-5/ LR-87-AJ-11 LR-87-AJ-H 87-AJ-U LR-87-AJ-11 LR-87-AJ-11 IxAerojet LR-91-AJ-5 топливо n2°4/A-5O N2O4/a-50 N2O4/A-5O N2O4/a-5O N2O4/A-5O N2O4/А-50 тяга, кН 1913,5 (на уров- 2354 2354 2430 2430 2430 не моря)/445 время работы, с пу2.тоте) _ _ 200 200 200 П ступень Длина* м - 9,55 11,3 9,55 9,94 9,94 Макс, диаметр, м - 3,05 3,05 3,05 3,05 3,05 Стартовая масса, т - _ _ . _ _ Двигатель - IxAerojet IxAeroiet LkAerojet Lk Aerojet IxAerojet LF-91-AJ-1JLR-91-AJ-H I R-91-AJ-H LR-91-AJ-U LR-91-AT-11 топливо N2O4 /А-50 N2O4/A-5O N2O4/A-5O N2O4/A-5O N2O4' /А-50 тяга, кН 449 449 462,8 462,8 462,8 уд. импульс, Н.с/кг - _ 3106 время работы, с - - 245 245 245 — Transtage — Centaur G* IUS 1П, ступень ~ п 4.58 6,9 5,0 Длина, м q 05 4.3 2,9 Макс, диаметр, м , - ’ 12 5 19.2 14,8 Стартовая масса, т - ^.5 lxUTC Двигатель 2х Aerojet AJ Ю 138 ^цГа-З-ЗА SRM_j SRM-2 топливо ' ' /As50 О2/Н2 твеРпое твеРаое 10 5 15.8 9,71 2,75 масса, топлива, т • тяга, кН 71,2 147 196,2 74,7 уд. импульс, Н-с/кг . 2963 4379 2873 2952 время работы, с — 610 153 104 PH в целом ' - ; Длина, м - . - - 47,2 62,2 .. Макс, диаметр, м 3,05 3,1 3,1 3,65 (обтека-5,07 (обте- 5,07 (обтека- тель) катель) тель) Стартовая масса, т 154,4 ‘ 677,5 687,6 680,4 867,3 856,0
О)
со
Рис. 17. PH семейства Saturn : 1, 2, 3 - модификации
PH Saturn I; 4,5 - модификации PH Saturn IB; 6,7 _
модификации PH Saturn V
"тандем" с холодным разделением ступеней. I ступень S-I
включает в свой состав моноблочный топливный отсек с бака-
ми окислителя (кислород) и горючего (керосин) и 5 ЖРД
F -1 обшей тягой 33,85 МН. Один из пяти ЖРД жестко кре-
пится в центре (по продольной оси PH), а остальные четыре
в карданных подвесках, обеспечивающих отклонение ЖРД в
двух взаимоперпендикулярных направлениях на угол t 5 . И
ступень S-II также выполнена по моноблочной схеме с не-
сущими топливными баками кислорода и водорода, пяти ЖРД
J -2 общей тягой 5,1 МН, верхнего и нижнего переходных
отсеков. III ступень S-IVB практически без изменения исполь-
зовалась в том виде, что и на PH Saturn IB с небольшими от-
личиями в конструктивном исполнении и составе приборного
отсека. Управление полетом при работе I и II ступеней
70
Таблица 10
Основные характеристики PH Saturn [11]
Параметры Saturn I Saturn IB Saturn V
Стартовая масса, т Масса выводимой ПН, т 502 590 2950
на базовую орбиту 10,2 18,1 139 (включая III ступень)
на траекторию поле-
та к Луне Относительная масса ПН (на базовую орби- I * 47
ту) 0.0203 0,0307 0,0471
обеспечивалось путем поворота четырех основных ЖРД, уста-
новленных в карданных подвесах, а III ступени - по каналам
тангажа и рыскания поворотом двигателя в карданном подве-
се, по каналу крена - с помощью вспомогательных двигате-
лей.
На рис. 17 представлены в схематизированном виде ос-
новные модификации семейства PH Saturn, а в табл. 10 —
сведения об их грузоподъемности.
3.2, ТКА Space Shuttle
ТКА Space Shuttle [11,76] (рис. 18) является в нас-
тоящее время основным элементом транспортной космической
системы США, обеспечивая с 19 81 г. (первый запуск сос-
тоялся 12 апреля 1981 г.) большинство транспортных опе-
раций космических программ США, включая выведение полез-
ных нагрузок как на низкие околоземные орбиты, так и на
высокоэнергетические, в том числе и на геостационарную. В
сЛучае выведения на высокоэнергетические орбиты в грузо-
вом отсеке вместе с полезной нагрузкой выводится МТА,
обеспечивающий перевод полезной нагрузки с базовой орбиты
71
с
Рис. 18, Общая конфигурация ТКА Space Shuttle
72
ТКА на заданную рабочую. Со времени начала эксплуата-
ции ТКА Space Shuttle использовались 2 типа МТА - РАМ
и IUS [1]. Расчетные энергомассовые характеристики
ТКА, приведенные ниже, не были реализованы ни в одном
полете.
Масса полезной нагрузки, т
при выведении на низкую орбиту (Н - <* 185 км, i “ 28,5°) 29,5
при выведении на низкую полярную орбиту 14,5
при возвращении с орбиты 11,5
Стартовая масса, т 2000
Относительная масса полезной нагрузки 0,0147
Габариты грузового отсека КС, м 18,3 х 4,6
Номинальная длительность орбитального полета, сут 7
Численность экипажа, чел. 7
1240
ТКА Space Shuttle выполнен по двухступенчатой схе-
ме с параллельной работой (ДУ обеих ступеней включаются
на Земле). I ступенью служат 2 ускорителя с РДТТ. После
отделения на высоте около 40 км твердотопливные ускори-
тели с помощью парашютной системы опускаются в океан,
буксируются на плаву на стартовый комплекс и после вос-
становительного ремонта и снаряжения топливом могут ис-
пользоваться повторно (расчетный ресурс - 20 полетов).
II ступень (орбитальная) - космический самолет (КС) -
пилотируемая и обладает достаточно большим аэродинами-
ческим качеством, обеспечивающим КС "комфортабельные'
условия (по перегрузкам и температурам) при входе в ат-
мосферу и возможность продольного и бокового маневра для
посадки на территорию США в широком диапазоне начальных
орбит. Запас топлива для маршевой ДУ II ступени находится
во внешнем (подвесном) топливном баке, являющемся един-
ственным элементом ТКА одноразового использования. Топ-
ливный бак отделяется от КС при скорости, несколько мень-
шей орбитальной, и после отделения по баллистической тра>-
ектории входит в атмосферу, частично разрушается и падает
в океан.
10-1 73
В составе ТКА Space Shuttle до 1986 г. использова-
лись четыре КС - Columbia, Challenger, Discovery Atlantis.
В 25-м полете ТКА ( STS-51L ) 28 января 1986 г. в
результате прогара корпуса РДТТ в месте соединения сек-
ций [77] произошел взрыв жидкого топлива в подвесном
топливном баке, что привело к разрушению КС Challenger
и последующей гибели его экипажа. После этой катастрофы
в полетах ТКА Space Shuttle был продолжительный пере-
рыв, связанный с необходимостью анализа причин катастро-
фы и внесения соответствующих изменений в его конструкцию,
Очередной 26-й полет был осуществлен только 29 сентября
1988 г. [78].
Основные усилия в процессе доработки ТКА Space
Shuttle после катастрофы были направлены, главным обра-
зом, на повышение безопасности полета и коснулись, в пер-
вую очередь, конструкции корпуса твердотопливного ускори-
теля (конструкция стыка и уплотнения между секциями кор-
пуса, обеспечения подогрева стыков секций в ходе предстар-
товых операций, новая конструкция креплений ускорителя к
топливному баку) [77,79] . Кроме того, внесены измене-
ния в конструкцию КС (осуществлен переход на тормоза с
бериллиевыми колодками, усилены стойки шасси, доработана
система энергопитания), в конструкцию маршевых ЖРД
(доработаны впускные клапаны, усовершенствована конструк-
ция турбонасосных агрегатов, улучшены разъемные элемен-
ты магистралей топлива) и в конструкцию подвесного топлив-
ного бака. Внесены изменения в методику проведения назем-
ных стендовых испытаний маршевых ЖРД и РДТТ.
С целью повышения безопасности полета были внесены
изменения и в программу полета ТКА на его активном участ-
ке. Эти изменения, в основном, связаны с необходимостью
увеличения запаса высоты для планирующего к месту аварий-
ной посадки КС в случае отказа одного из маршевых ЖРД
начиная с момента отделения твердотопливных ускорителей.
Поскольку посадка КС на воду не рассматривается, после
катастрофы КС Challenger были подробно проработаны 3
варианта горизонтальной посадки КС по самолетной схеме
на один из запасных аэродромов. Наиболее опасным считает-
ся вариант планирующего полета с возвращением к месту
старта и посадкой на аэродром космического центра им.
Кеннеди. Тем не менее, этот вариант является единственно
возможным, если отказ основного двигателя произойдет до
160-й секунды полета (отделение твердотопливных ускори-
74
гелей происходит на 124-й секунде). Начиная со 160-й
секунды траектория, выбранная для КС с учетом набранной
скорости (М > 6,0) и высоты полета (Н > 70 км), уже
обеспечивает возможность трансатлантического планирующе-
го перелета с посадкой на запасном аэродроме в Гамбии.
И на этом участке возможно также (хотя и менее желатель-
но) возвращение на мыс Канаверал. Начиная со 180-й се-
кунды возможен также альтернативный аварийный маневр
с посадкой на запасном аэродроме в Марокко, что предпоч-
тительнее, поскольку метеоусловия в районе аэродрома в
Гамбии налагают серьезные ограничения на его использова-
ние. Считается, что посадка на один из указанных аэродро-
мов на этом этапе обеспечивается практически при всех ус-
ловиях, хотя ее выполнение может потребовать от экипажа
высокой подготовки в пилотировании.
Ситуация существенно упрощается после 205-й секунды
полета, когда КС достигает скорости М = 7 на высоте око-
ло 100 км - появляется дополнительная возможность посад-
ки на аэродром Морон в Испании (однако вскоре после это-
го, начиная со скорости М = 8, становится практически не-
возможным планирующий полет к месту старта). Выбранная
для КС траектория позволяет повысить вероятность выхода <•
на аварийную одновитковую орбиту с последующим входом в
атмосферу по близкой к штатной схеме с посадкой на базе
ВВС Эдвардс в Калифорнии. Практически эта возможность
возникает при условии, что отказ одного из маршевых ЖРД
произойдет не ранее 280-й секунды полета.
С точки зрения безопасности экипажа следующим важным г,
моментом полета считается 340-я секунда. К этому време-
ни скорость полета соответствует М -11, что обеспечивает
выход на орбиту, близкую к расчетной, даже при отказе од-
ного ЖРД и автоматический планирующий перелет через
Атлантический океан при отказе двух маршевых ЖРД. Таким
образом, наряду с повышением вероятности спасения экипа-
жа при отказе ДУ, траектория, выбранная для КС, приводит
к некоторому избыточному набору высоты к моменту выклю-
чения маршевых ЖРД.
В целях повышения безопасности полетов, кроме упомя-
нутых и других технических решений был осуществлен ряд
организационных мероприятий [80]. Так, была изменена ор- •
гЗДизационная структура служб, обеспечивающих подготовку
и сопровождение полетов, включая организацию специальной
службы обеспечения надежности ТКА и безопасности полетов.
10-2
75
Таблица 11
Грузоподъемность ТКА Space Shuttle
Космодром и параметры базовой орбиты Максимальная полезная нагрузка, т
при форсировании маршевых ЖРД на 104% при форси- ровании маршевых ЖРД на 109% при реализа- ции усовер- шенствований по повышению грузоподъем- ности
до ката- после после ка- до катастро-
строфы катастро- фы тастрофы фа
Космодром им.
Кеннеди
Н « 220 км i = 28,5° 27,85 (24,63)* 25,4 27,67 ( 26,3)* . 29,5
Космодром им. Кеннеди
Н *« 400 км, i = 28,5° 21,05 18,6 20,865 22,68
Космодром Ван- денберг
Н - 200 км, i = 98° 13,06 9,62 — 15,74
Космодром Ва»- денберг
Н = 260 км, i = 98° 9,8 6,35 — 12,43
* Максимально допустимая безопасной посадки в случае масса из условия обеспечения аварийного прекращения полета
на участке выведения.
76
Принято решение об отказе от штатной посадки КС на по-
лосу космодрома им. Кеннеди, а также от полетов пассажи-
ров на борту КС, по крайней мере в первые 2 года после
возобновления полетов. Всего было рассмотрено свыше 1000
пунктов перечня предложений по доработке ТКА.
Многочисленные изменения, сопровождаемые, как правиле^
увеличением массы конструкции, повлекли за собой и сни-
жение расчетной грузоподъемности ТКА Space Shuttle.
В табл. 11 приведены для сравнения данные по грузоподъ-
емности до и после возобновления полетов.
ТКА SpaceShuttle останется, очевидно, на ближайшее
десятилетие основным транспортным средством. После во-
зобновления его полетов (29 сентября 1988 г. ) уже запла-
нировано до 1995 г. 75 полетов, что в 3 раза больше, чем
в 1981-1986 гт.[114], Принято решение и уже ведутся работы
по расширению парка КС (в дополнение к существующим
Columbia, Discovery и Atlantis, каждый из которых совер-
шил до катастрофы КС Challenger 7,6 и 2 полетов соответ-
ственно ) еще одним аппаратом, получившим название
Endeavour [21]. КС Endeavour будет отличаться от
своих предшественников новыми БЦВМ с повышенной плот-
ностью памяти; усовершенствованными быстроразъемными
устройствами между КС и подвесным топливным баком, но-
выми тормозами из композиционного материала углерод-угле—
род, обеспечивающего решение проблемы перегрева тормо-
зов при посадке; наличием люка для аварийного покидания
экипажа на участке планирующего полета. Запланированный
срок поставки нового КС - апрель 1991 г., а первый по-
лет должен состояться в марте 1992 г.
Оценить возможности транспортных космических систем
США в целом можно по данным, приведенным в табл. 12,
где представлены сведения (по состоянию на конец 1989г.),
о находящихся в эксплуатации и разрабатываемых носителях,
а также модификациях существующих аппаратов.
Для запуска PH и ТКА США располагает тремя космод-
ромами, расположенными в разных районах страны, их основ-
ные характеристики приведены ниже [60].
Т X AV, м/с
Космодром им. Кеннеди 28°27* 80° 36’ з. ц. 408,8
Космодром Ванденберг 34°37* 120°40’з.д. 382,7
Полигон на о. Уоллопс 37°50* 75°30*з.д. 367,3 77
СМ Год ввода в эксплу- атацию 1981 ш со <35 05 СО 05 см со <35 о 05 05 СО СМ 05 ОД 05 05 гЧ тЧ а СО 2 о 05 05 О СО 05
блица ] [6] 1 Стой- 1 мость запуска, млн» долл* 245 о О см см О со 1 1 £0 о Ю О (О 05 об
Та ств США I Макси- I мальный темп запусков в год до 132 0 а ао 0 а ci 1 1 со л । 1 1
ческих сред 1 Доля I успешных запусков, % 96 со 05 о о гЧ О) 1 ... I со 05 § гМ 1 со
S 2 о 0 а >< ’Число I запусков за вре— 1 мя экс- плуата- ции гЧ СО со гЧ о 1 1 О о см гЧ 1 со о
£Д 0 С С X <п е- 0 S со ф на геоста ционарнук орбиту (МТА) 0,75(РАМ CZ5 э СО СМ I § Й <и О «О СО 1 1 о — СО о" о"
рактеристики 0 с «а 0 2 в й 3 и § CU L ! на переход- ную к гео- стационар- ной орбиту 1 СО СО 05 с? а S » О см см со о_ СО СО СМ ю ю •» 1
Й 0) § е Масса I CQ 35 на ба- зовую орбиту 27,85 СО СО гЧ ю СО со М" С0_ ю т со" СО СО о, 10 со ю см о*
X д <О ю
У;. ttle я см 0)
g Shu > jj и —< < со
-1 S о 0 асе S Й я й сл J3 я л л э о
' - X on н н < < < Q Q о со
Примечания. 1. По октябрь 1989 г. 2. По плану на 1993
78
3.3- МТА, используемые в космических программах США
Как уже отмечалось выше, неотъемлемым элементом
инфраструктуры транспортных космических систем являются
МТА, характерной особенностью которых является их отно-
сительная универсальность как по отношению к полезной
нагрузке, так и по отношению к средствам их транспорти-
ровки на низкую базовую орбиту. Характерные конструктив-
ные особенности ряда МТА и их служебных систем доста-
точно полно освещены в обзоре [1] . Однако прошедшее
после выпуска этого обобщающего материала время несколь-
ко изменило акценты на приоритеты использования тех или
иных типов МТА и на разработку новых типов МТА. Ряд
МТА перешли в разряд постоянно эксплуатирующихся, другие
сняты с рассмотрения. По состоянию на конец 1989 г.
[25,47,81] весь парк МТА США распределен на 3 группы:
находящиеся в эксплуатации, находящиеся в стадии подго-
товки к производству, перспективные. (Среди перспектив-
ных следует отметить принципиально новый тип МТА - мно-
горазовый маневрирующий МТА OMV, характеристики кото-
рого обсуждаются ниже). В табл. 13-16 приведены основ-
ные летно-технические параметры практически всех МТА раз-
работки государственных и коммерческих фирм США, а
также Италии и Великобритании.
Большинство из указанных МТА могут применяться как
в составе ТКА Space Shuttle (и его модификаций), так
и в составе транспортных космических средств на базе од-
норазовых PH . Отмечается тенденция постепенного перехо-
да от твердотопливных к МТА на долгохранящихся и крио-
генных жидких компонентах топлива.
Как указывалось выше, среди многоразовых МТА появи-
лась новая разновидность аппаратов, предназначенных для
маневрирования с относительно небольшими энергетическими
затратами в окрестности ОКС и КС [81], К числу операций,
наиболее эффективно выполняемых маневрирующими МТА, от-
носятся: доставка полезных нагрузок с базовой орбиты КС
Space Shuttle на орбиты функционирования с последующим
возвращением МТА на орбиту базирования КС; операции по сбор-
ке ОКС; операции по обслуживанию элементов конструкции
ОКС (в первую очередь по ремонту, перезаправке, обеспече-
нию коорбитальных с ОКС космических платформ); инспекция
и снятие различного рода ИСЗ с орбит; маневры по повыше-
нию рабочей орбиты ОКС и др.
79
Таблица 13
МТА США на жидком топливе, находящиеся в эксплуатации
Характеристики Centaur D-1T Transtage AMS
Фирм а-изготовитель Conyair Martin Ma- rietta Martin Marietta
Длина, м 9,65 4,58 1,7
Максимальный диаметр,
м 3,05 3,05 3,05
Двигатель Pratt and Aerojet Rocket-
фирма-изготовитель Whitney RL 10A- AJ10-138 dyne RS-51
ТИП 3-3A
число 2 2 1
ТОПЛИВО n2o4 + n2o4 +
Аэрозивн 50 монометил- гидразин
соотношение компонен—
тов 5:1 2,6:1 1,65:1
полная тяга, кН удельный импульс, 146,9 71,2 11,8
Н'с/кг 4365 2963 3087
время работы, с 609 1050
Стартовая масса, кг 15890 12300 4230
Масса топлива, кг Масса МТА после выклю- 13600 10500 3240
чения двигателя, кг Масса выводимой Пн\кг на переходную к геоста 2300 — 1810 996
ционарной орбиту 7945 1910 1850 -
на геостационарную орбиту на траекторию ухода - — 862
от Земли 5902 1216 1120
Примечания. 1. С опорной круговой орбиты высотой,
277,5 км и наклонением 28,5 .
2. С использованием дополнительного апогей—
ного двигателя
80

1 2 3 4 5 6 7 4 8
Масса топлива, кг Масса МТА после 3430 2000 3410 9710 2750 2000 9710
выключения двигате- ля, кг Масса выводимой ПН1, кг 318 189 325 1160 1140 905 1060
на переходную к
геостационарной
°РбИУ 1997 1250 !843 4500 870 5900
ria геостационар-
ную орбиту2 1ООО 635 880 2310 - 3080
на траекторию
- У^«а от Земли 115() .
- - ' 3400
Примечания. 1. С опорной орбиты высотой 277,5 км и наклонением 28,5°.
2. С использованием дополнительного апогейного двигателя (кроме MTAIUS).
3. При использовании с ТКА Space Shuttle
1240
T-p-vtw; -нпю.
’’да'Т'кйлданчм
УТТ
Таблица 15
МТА США, находящиеся в стадии разработки
Характеристики Centaur G Centaur G' TOS/AMS Iris SCOTS
TOS AMS
1 2 3 4 5 6
Фирма-изготовитель Длина, м General Dynamics Martin Marietta 5,0 Aeritalia RCA Astro
5,9 6,9 2,3 2,6
Максимальный диа- метр, м Двигатель фирма-изготовитель 4,3 Pratt and 4,3 Whitney United Technology 3,05 Rocketdyne 1,6 Difesa Spazio 1,6 Thiokol
тип число двигателей RL-10A 3-3B 2 RL-10A- 3-3A 2 SRM-1 1 RS-51 1 SPD 1 63-E 1
топливо 02 + H2 C2 +Й2 твердое N 20 4 +MOHO- метилгидра- зин твердое твердое
соотношение ком- поне нтов/с ост ав 6:1 5:1 HTPB 1.65:1 HTPB TPB
Оо полная тяга, кН 133 147 200 11,8 — 156
1 2 3 4 5 6 7 8
удельный импульс, Н’с/кг 4320,3 4379 2890 3087 ' 2850 2953 время работы, с 436 610 150 1050 - 125 Стартовая масса, кг 16900 19200 14900 1830 4350 Масса топлива, кг 13500 15800 9750 3240 1570 3860 Масса МТА после выключения двигателя, кг 3300 3440 930 1O1O 260 520 Масса выводимой ПН1,кг на переходную к геостационарной / к- орбиту •- - _ 6070 900 2490 на геостационар- ную орбиту 4540 59902 2690 4503 ИЗО3
Примечания. 1. С опорной круговой орбиты высотой 277,5 км и наклонением 28,5°.
2. При ограничении суммарной массы и объема характеристиками грузового отсека
ТКА
3. С использование^ дополнительного апогейного двигателя.
Перспективные МТА
Таблица 16
Характеристики Высоко- энергети- ческий AMS Высокоэнер- гетический TOS/AMS STV LPM НРРМ
1 2 3 4 5 6 ‘ г-
-I — Фирма-изготовитель Martin Marietta Marietta British Aerospace Aerojet Techn. Systems (ATSC) ATSC
Длина, м 2,4 6,1 2,0 1,5 1,5
Максимальный диаметр, м Двигатель 3,3 3,3 4,4 ; 4,1 3,8
фирма-изготовитель ATSC CSD/ATSC - — ATSC ATSC
ТИП ’.V,.’.’ - - Transtar-1 SRM-1/ Transtar-1 — Transtar-1 Transtar-1
топливо N2O4 +мо- твердое^204 N 2O 4 H-моно- N2O4 +MOHO- N2O4 +MOHO-
нометил- монометил- метилгидра- метилгидра- метилгидра-
соотношение компонентов/ гидразин гидразин зин ЗИН ,-, зин
оо состав сл 1,8:1 HTPB/1,8:1 1,8:1 1,8:1
тяга, кН 16,7 200/16,7 16,7 16,7
СО
00
О)
н
СО
I
О
О)
ю
о
см
СМ
ю
о
о
со
(Л
см
OJ
о
ю
СО
to
00
О)
СО
ООО
СО СМ о
СО to о
н со со
СМ
СМ
to
СМ
О О
О
м* ю
гЧ
о
tn
о
СО
о
о
I
о
о
00
О)
о
00
(Л
СО
о
00
см
о
со
со
о
to
о
о
о
СМ
о
СО
о
СО
(Л
о
со
со
о
см
со
00
о
to
о
о
О)
to
см
о
со

§
•§
2
§
о
й
а
<8
О
я
£
86
В США ведутся работы над созданием МТА OMV [82,
83], первый испытательный полет которого назначен на
1993 г. Особенностью данного типа МТА является чрезвы-
чайно малое удлинение конструкции (длина 1,42 м при
диаметре 4,47 м), что вызвано стремлением наилучшей ком-
поновки в грузовом отсеке КС Space Shuttle. Разработкой
МТА OMV заняты с 1984 г. 3 ведущие авиакосмические
фирмы TRW, Martin Marietta и LTV. Согласно техническим
требованиям NASA на разработку, МТА OMV должен вы-
полнять следующие характерные задачи транспортировки.
1. Доставка, обслуживание и снятие с рабочей орбиты
большого космического телескопа HST. Перегрузки в ходе
всех операций с телескопом не должны превышать 0,002.
2. Выведение полезных нагрузок массой до 1590 кг с
орбиты базирования КС на орбиты высотой до 630 км при
возможности изменения наклонения плоскости орбиты на 1
и возвращения полезных нагрузок в случае их отказа.
3. Выведение одновременно двух полезных нагрузок -
массой 2270 кг, на орбиту высотой, на 160 км большей вы-
соты базирования КС, и массой 4540 кг на орбиту высотой,
на 200 км большей высоты базирования КС.
4. Возвращение полезной нагрузки массой до 4990 кг
с орбит, отличающихся от базовой по высоте на 410 км и
по наклонению на 1 .
5. Перевод полезной нагрузки массой 34 000 кг с орби-
ты высотой 296 км на траекторию входа в атмосферу.
6. Сближение и инспекция различных полезных нагрузок,
размещаемых в плоскости базовой орбиты при разнице в
высотах орбит до 1560 км.
7. Автономный полет с полезной нагрузкой массой
2270 кг в течение до 7 сут с возвращением к месту бази-
рования.
8. Обслуживание полезных нагрузок с помощью навесного
манипулятора массой 2270 кг при диапазоне разностей вы-
сот орбит до 740 км.
9. Перевод модулей массой до 22 700 кг на орбиту ОКС
при возможности изменять высоту орбиты на 200 км и
наклонение на 0,5 .
10. Подъем на 200 км высоты орбиты модуля массой
И 340 кг, расположенной на 185 км выше базовой МТА.
11. Обслуживание полезных нагрузок, не допускающих
загрязнения окружающего пространства (с использованием дви-
гателей управления ориентацией, работающих на холодном газе).
87
12. Проведение операций по уводу МТА с полезной наг-
рузкой от ОКС на расстояние до 1 км в целях обеспече-
ния безопасности ОКС при запуске основных двигателей
МТА.
Предполагается, что МТА OMV в ряде случаев может
быть использован в качестве автономно работающего в кос-
мосе модуля со сроком активного существования до 18 мес.
Одновременно просматриваются варианты применения МТА
совместно с одноразовыми PH Titan IV, однако в этом
случае вызывает сомнение эффективность одноразового ис-
пользования дорогостоящего МТА OMV (оцениваемая стои-
мость первого запуска 450 млн. долл., последующих девя-
ти - до 70 млн. долл. (82] .
В номинальном варианте МТА OMV будет осущест-
влять полностью автоматические полеты. Состав бортовой
навигационной аппаратуры, совместимой с информацией от
глобальной навигационной спутниковой системы Navstar
GPS обеспечит сближение с обслуживаемым объектом до
8,3 км (при точности по каждой оси не хуже 140 м), пос-
ле чего автоматическая стыковка будет произведена по
целеуказаниям радиокомплекса, работающего в Ku- или
X -диапазоне частот. На конечной стадии стыковки, а
также в период обслуживающих работ предусматривается
возможность телеуправления с наземных пунктов, а также
операторами на ОКС или КС. Для этих целей МТА снабжа-
ется системой дублированных телевизионных стереокамер,
размещенных на передней и боковые панелях корпуса.
Особенности компоновки МТА OMV приведены на рис.
19 и 20.
Ниже приведены основные характеристики одного из
рассматриваемых вариантов МТА I 811 .
Диаметр, м 4,47
Длина, м . ' 1,42
Масса, кг
сухая , 3282
после выработки компонентов топлива 3432
заправленного МТА . 8134
двухкомпонентного топлива ? 4091
однокомпонентного топлива ! 7 > 536
азота 75
88
Мощность энергосистем, Вт среднее энергопотребление энергопотребление в пассивном полете мощность солнечных батарей пиковое энергопотребление емкость батарей, А»ч 189-463 183 405 989 220
Скорость приемопере дачи информации через ИСЗ TKRS, кбит/с с Земли на борт с борта 1-2 2 х 425
Двигательные установки тяга четырех основных ЖРД, работающих на двухкомпонентном топлива, Н 58-550
тяга 28 ЖРД стабилизации, работающих на гидразине, Н 53
тяга 24 двигателей, стабилизации рабо- тающих на азоте, Н 22
удельный импульс двухкомпонентного ЖРД, Н«с/кг 2760-2940
удельный импульс гидразиновых ЖРД, Н*с/кг 2150
удельный импульс двигателей на азоте, Н«с/кг 610
Конструкция МТА OMV рассчитывается на 10-летний
срок эксплуатации, в течение которых будет произведено до
40 запусков каждого изготовленного МТА. В ходе 2-месяч-
ных ремонтных работ между последовательными запусками
МТА могут быть модифицированы под конкретную орбиталь-
ную задачу.
Как видно из рис. 20, компоновочно rMTA OMV состоит
Из двух модулей. Большая часть полетов по обслуживанию
многочисленных полезных нагрузок может быть выполнена с
помощью модуля с малой располагаемой энергетикой для
маневров (см. рис. 20,а). Наиболее напряженные в энерге-
тическом смысле полеты будут осуществляться с добавочным
Двигательным модулем (см. рис. 20*6 ) в состав которого
входят 4 бака с гидразином с запасом топлива по 135 кг
и 4 баллона с газообразным азотом массой по 22 кг в каж-
12-1
89
Рис. 19. Компоновка МТА OMV (виц со стороны передней
панели): 1 - раскрываемые телекамеры (2); 2 - блоки по
7 гидразиновых двигателей управления ориентацией и стаби-
лизации (4), 3 - блоки электроники с возможностью ручной
и автоматизированной замены; 4 - внешний разъем пневмо-
гидромагистралей; 5 - блочные радиаторы системы обеспече-
ния теплового режима, покрытые посеребренным тефлоном;
6 - всенаправленная двухчастотная (S- и L -диапазонов)
антенна для связи с навигационными ИСЗ Navstar; 7 - рас-
крытые остро направленные антенны S -диапазона (2); 8 -
задний узел крепления; 9 - точки крепления стыкового меха-
низма (3); 10 - выдвижная штанга стыковочного механизма
(на 0,68 м); 11 - телевизионные камеры и сигнальные огни
системы стыковки; 12 - радиолокационная антенна в раскры-
том состоянии; 13 - цапфы узлов крепления; 14 - плата для
крепления полезных нагрузок; 15 - узел крепления МТА OMV
90
Рис. 20. Компоновка МТА OMV (вид со стороны задней
панели): а - аппарат с малой энергетикой для маневра;
б - двигательный модуль; 1 - закольцованные баки с
гидразином (4); 2 - модули двигателей управления ори-
ентацией и стабилизации (4); 3 - баллоны с азотом, (4);
4 - радиолокационная антенна в раскрытом состоянии;
5 - туннель для стыковочного механизма; 6 - телевизион-
ные камеры в раскрытом состоянии (2); 7 - двигатели
системы управления ориентацией и стабилизации; 8 - па-
нели солнечных батарей (4); 9 - зоны размещения цапф
узлов крепления (3); 10 - плоскость крепления к аппара-
ту базирования; 11 - цапфы крепления двигательного
модуля; 12 - теплозащитное покрытие; 13 - дроссели-
руемые в диапазоне 58-580 Н двигатели
12-2
91
Рис. 21. Зависимость массы полезной нагрузки от ха-
рактеристической скорости МТА OMV (а) и модуля с
малой располагаемой энергетикой для маневров (б): 1-
только доставка на рабочую орбиту" 2 - только возвраще-
ние полезной нагрузки с рабочей орбиты; 3 - доставка
полезной нагрузки на рабочую орбиту с последующим
возвращением; 4 - возвращение полезной нагрузки на ор-
биту базирования с последующим повторным запуском на
рабочую орбиту
дом. Располагаемые характеристические скорости каждого
варианта МТА OMV приведены на рис. 21.
Энергопитание МТА OMV обеспечивается солнечной бата-
реей с площадью панелей 5,3 м и четырьмя серебряно-цин-
ковыми аккумуляторами с пиковой мощностью до 990 Вт.
92
Наряду с указанными ранее основными задачами МТА
OMV может быть использован как средство для обслужива-
ния, ремонта, замены научного оборудования на специализи-
рованных космических платформах для проведения биологи-
ческих экспериментов [ 81], а также для развертывания сис-
тем малоразмерных ИСЗ [84]. В частности, фирмой TRW
планируется разработка малоразмерных унифицированных ИСЗ
серии Lights at с массой в рабочем состоянии 40-90 кг.
При использовании унифицированного контейнера GAS на .
переходной раме МТА OMV можно разместить одновременно
до 18 ИСЗ Lights at и развести их по рабочим орбитам
на высотах 195-1800 км при изменении наклонения плос-
кости орбиты от исходного до 2°.
3,4, Направления совершенствования ТКА
Space Shuttle
РДТТ являются одним из основных объектов внимания
при анализе возможных направлений улучшения энергомассо-
вых и стоимостных характеристик ТКА Space Shuttle. Этот
интерес возрос в еще большей степени после катастрофы
ТКА, которая, как установила комиссия, произошла именно
по вине РДТТ. И если в процессе доработки перед возобнов-
лением полетов были приняты меры в отношении конструкции
его некоторых узлов (уплотнение между секциями, узел по-
ворота сопла и т.д.), то после возобновления полетов вновь
вернулись к обсуждению новых вариантов ускорителей.
Первый вариант предусматривает замену эксплуатируемо-
го РДТТ на новый РДТТ (ASRM - Advanced Solid Rocket Motor)
[85,86] . По контракту с. NASA ведущие фирмы, специали-
зирующиеся в создании РДТТ, получили задание на проработ-
ку и анализ предварительных конструкций, детальную оценку f
энергомассовых характеристик и надежности ASRM. На эта-
пе выбора основного варианта рассматриваются как секцион-
ные РДТТ, так и моноблочные с заливкой заряда без техно-
логических разъемов корпуса. Однако после возобновления
полетов ТКА Space Shuttle необходимость в срочном перехо-
де от РДТТ старой конструкции после ее доработки, успеш-
ных стендовых испытаний и удовлетворительного функциони-
рования отпала и поэтому разработка вариантов нового РДТТ
ASRM перенесена на более отдаленную перспективу. Кроме
иариантов ускорителей с РДТТ продолжаются проработки
Вариантов ускорителей с ЖРД [87,88].
93
При анализе вариантов ускорителей с ЖРД ранее обраща-
лось внимание в основном на возможность увеличения на
7-9 т грузоподъемности ТКА Space Shuttle благодаря бо-
лее высокому удельному импульсу ЖРД по сравнению с
РДТТ. Более детальное исследование этих вариантов [87 ]
указало на весьма сложное влияние такой замены на ТКА в
целом. Это относится и к нарушению характера обтекания
аппарата из-за изменения размеров ускорителей (переход к
жидким, менее плотным топливам приводит к увеличению
габаритов, а следовательно, и к перераспределению нагрузок
на остальные элементы ТКА), к изменению траекторных па-
раметров при новых тяговых характеристиках ТКА, а следо-
вательно, и к изменению характеристик системы управления.
Этот перечень можно было бы продолжить. Остановимся
здесь только на вопросах, связанных собственно с выбором
ЖРД: состава топлива, системы подачи топлива и числа дви-
гателей.
В качестве альтернативных вариантов топлив рассматри-
ваются: тетроксид азота + гидразин, кислород+ углеводород-
ное горючее (в частности, керосин), и кислород + водород.
Первая из указанных пар отличается наибольшей плотностью,
достаточно высоким удельным импульсом и наличием хорошо
развитой технологической базы для его производства (бла-
годаря широкому его использованию в различных PH). Одна-
ко его токсичность и ядовитость практически исключают
возможность применения в ТКА Space Shuttle. Кислород и
водород обеспечивают наибольший из используемых в нас-
тоящее время химических топлив удельный импульс и, сле-
довательно, масса топлива, при прочих равных условиях,
будет наименьшей. Кроме того, на этом же топливе работа-
ют ЖРД маршевой ДУ, что значительно упрощает эксплуата-
цию ТКА. Однако размеры ускорителей (из-за малой плот-
ности водорода) при этом значительно больше, чем ускори-
тели с РДТТ, что неблагоприятно отражается на аэродина-
мических нагрузках, а также усложняет проблемы транспор-
тировки при подготовке к запуску. Кислород и керосин по
многим показателям являются наиболее приемлемой топлив-
ной парой. При достаточно высоком удельном импульсе они
имеют относительно большую плотность, благодаря чему га-
бариты ускорителя увеличиваются незначительно (диаметр
увеличивается на 0,7 м при той же длине, что и у РДТТ).
В этом случае переход с РДТТ на ЖРД окажет наименьшее
влияние на остальные элементы ТКА, что может стать ре-
94
тающим фактором при выборе компонентов топлива.
Выбор системы подачи также является нетривиальной
задачей, так как при значительном выигрыше в величине
удельного импульса и в толщине стенок баков, характерном
при использовании турбонасосной подачи, существует несколь-
ко аргументов, заставляющих искать другие варианты. Основ-
ные из них: большая сложность ТНА, что влечет за собой
снижение надежности ЖРД, а следовательно, и ТКА в целом}
а также повышение стоимости ускорителей; невозможность
использовать в полной мере выигрыш в толщине стенок ба-
ков, так как определяющими при расчете на прочность будут
условия нагружения при посадке^ а не на активном участке
полета. Вытеснительная подача благодаря своей простоте, а,
следовательно, высокой надежности и малым затратам, нес-
мотря на худшие массовые характеристики, может оказаться
более подходящей в данном случае, чем турбонасосная.
При оценке числа двигателей использовались известные
положения об увеличении надежности ДУ и уменьшении тяги
каждого ЖРД с увеличением их числа в составе ДУ и более
простого решения задачи их использования для управления.
Однако при этом появляется ряд сложных проблем, связанных
со взаимодействием и взаимовлиянием как самих ЖРД, так
и потоков истекающих продуктов сгорания. С учетом упомяну-
тых факторов обе фирмы-разработчика (General Dynamics
и Martin Marietta) [88] остановились на варианте с четы-
рьмя ЖРД.
Для принятия решения как при выборе вариантов ЖРД,
так и при выборе типа ускорителя (с ЖРД или с РДТТ)
наиболее значимыми могут оказаться стоимостные характе-
ристики. В этой связи представляют интерес результаты
оценки стоимости полета [87] для различных вариантов ТКА
с ускорителями с ЖРД в сравнении с аналогичными данными
Для базового варианта ТКА с твердотопливными ускорителями,
представленные в табл. 17. Следует отметить, что приведен-
ные в табл. 17 цифры отражают стоимость изготовления и
эксплуатации. Что же касается стоимости разработки, то она
оценивается приблизительно в 2 млрд. долл, для одноразовых
ускорителей с ЖРД и в 3 млрд. долл, для многоразовых ус-
корителей с ЖРД [88]. Для сравнения отметим, что стои-
мость разработки перспективного ускорителя с РДТТ оцени-
вается в 2 млрд. долл. [88].
КС Space Shuttle._Основным направлением модификации
космического самолета является расширение продолжительнос-
95
Оценка стоимости [млн. долл.] полета ТКА Space Shuttle при различных вариантах
ускорителей [ 87]
сч Ж . + сч о ТНА Подвесной топливный бак 20 20 20 20 20 20 20 РДТТ 11 • изготовление 8х 8х - - - - - . восстановление -20 20 - - - — - ЖРД 4 изготовление - - 20 30 5 6 6,66 восстановление - - О 0 12 8 1О Топливо 5 S 6 7 4 5 5 КС с маршевой ДУ 56 45 45 50 45 50 45 Суммарная стоимость 108 98 131 141 106 109 102,66 Примечания. 1. Из расчета стоимости изготовления 40 млн. долл, и использования в пяти полета:.:. 2. Из расчета стоимости изготовления 20 млн. долл, и использования в четырех поле- тах.
Топливо на базе углеводородов Вытесни- тельная подача
ТНА
Тетроксид азота + гидразин Вытесни- 1 тельная | подача
ТНА
Г" ——1 1 - • 1 Базовый вариант Без фор- сирования (1ОО%)
форсирова- ние мар- шевых ЖРД до 104% тяги
Элементы ТКА
96
Из расчета стоимости изготовления 30 млн. долл, и использования в четыпех
полетах, г
Из расчета стоимости изготовления 20 млн. долл, и использования в трех полетах.
ти орбитального полета, которая составляет для базового
варианта 7 сут. Это номинальное значение, но оно может
быть несколько увеличено (до 10 сут) за счет расчетных
резервов, что было реализовано в девятом полете ТКА Spa-
ce Shuttle [89]. Однако такая продолжительность полета
является существенным ограничением для использования КС
во многих научных и. прикладных космических программах, в
том числе коммерческих. При анализе этой проблемы было
показано [89], что увеличение продолжительности орбиталь-
ного полета до 16 сут позволит использовать КС в ряде
перспективных программ (в частности, по космическому ма-
териаловедению, в медико-биологических исследованиях, наб-
людениях за Землей и Вселенной и др.).
Номинальная продолжительность орбитального полета базо-
вого варианта КС в основном определяется ресурсами таких
систем, как системы энергопитания и обеспечения жизнедея-
тельности экипажа. В системе энергопитания определяющим
параметром является запас рабочего тела для топливных ба-
тарей (кислорода и водорода), а в системе обеспечения
жизнедеятельности - поглощающая способность поглотителей
• углекислого газа в подсистеме регенерации атмосферы, запас
воздуха и объем емкостей для хранения отходов жизнедея-
тельности экипажа. Именно на этих системах и сосредоточено
основное внимание в специально разработанной программе
Extended Duration Orbiter Program [89], начало которой
положено в июне 1988 г. В соответствии с этой, программой
все доработки, необходимые для увеличения продолжительнос-
ти орбитального полета КС, должны быть завершены к сере-
дине 1991 г., а первый полет ТКА Space Shuttle, в котором
эта программа должна быть реализована, планируется на сере-
дину 1992 г. Расчетная продолжительность орбитального по-
лета по этой программе при шести членах экипажа составля-
ет 16 сут (плюс дополнительные 2 сут, являющиеся резерв-
ными на случай непредвиденных ситуаций).
Доработки системы энергопитания заключаются в основном
в оснащении КС ложементом- в грузовом отсеке для крепле-
ния дополнительных емкостей с жидкими кислородом и водо-
родом. Эти компоненты будут храниться в сферических ба-
О ках попарно (один с кислородом и один с водородом), каждая
пара обеспечивает приращение мощности на 1 кВт. (В базо-
ч вом варианте для обеспечения энергией в течение 12 сут -
10 сут рабочих плюс 2 сут аварийных - имеется 5 пар ба-
ков). Такой ложемент предполагается разместить в хвостовой
13-1
97
я
части грузового отсека, а увеличение сухой массы составит
приблизительно ИЗО кг. Потребуется, естественно, и со-
ответствующая доработка пневмогидравлической части систе-
мы энергопитания.
Более серьезных изменений потребует система регене-
рации атмосферы в части замены ее основного звена - пог-
лотителей углекислого газа. Простое увеличение массы
гидроокиси лития, используемого в базовом варианте, потре-
бует дополнительных объема (0,62 м^) и массы (свыше
150 кг), что представляется нерациональным. В связи с
этим предполагается пересмотреть технологию очистки ат-
мосферы воздуха от углекислого газа. Для этих целей рас-
сматриваются 2 варианта систем очистки - один на основе
твердых аминов, а второй - на основе молекулярных сит
(использованная ранее в программе Skylab).
При анализе возможных путей доработки системы хране-
ния отходов жизнедеятельности экипажа было решено вос-
пользоваться подходом, реализуемым в программе Space
Station I 34, 89], в соответствии с которым твердые ве-
щества хранятся в пластиковых мешках в компактных герме-
тических контейнерах Такой подход позволит решить проб-
лему хранения отходов жизнедеятельности экипажа в рам-
ках объемов, отведенных в базовом варианте КС для этих
целей.
Для поддержания необходимых параметров атмосферы (в
базовом варианте - кислородно-азотная ) необходимое коли-
чество дополнительного кислорода будет отбираться из кис-
лородных баков системы энергопитания, являющихся общими,
а для обеспечения дополнительных запасов азота потребует-
ся доставка двух дополнительных баков (массой около
130 кг).
Возможной доработкой КС может являться замена двига-
телей орбитального маневрирования с вытеснительной систе-
мой подачи на двигатели с турбонасосной системой подачи
топлива в камеру сгорания [ 90]. Работы по этому направ-
лению ведутся в центре космических полетов им. Джонсона
и фирме Aerojet Tech System Со.с 1984 г. Улучшение летных
характеристик КС будет достигнуто за счет увеличения
удельного импульса двигательной до 3247 Н‘с/кг, обеспе-
чиваемого поднятием давления в камере сгорания с 0,86
до 24,1 МПа и увеличением степени расширения сопла с
55:1 до 155:1.
98
1240
г
Несмотря на увеличение массы каждого двигателя на
11,4 кг, рост удельного импульса позволяет расширить воз-
можности маневрирования КС, которые могут быть .использо-
ваны на:
- повышение грузоподъемности КС на 400-450 кг за
счет слива части топлива, идущего на орбитальное маневриро-
вание;
- расширение диапазона высот маневрирования относитель-
но базовой орбиты;
- расширение возможностей выхода из аварийных ситуаций.
В приложении для полетов КС по выведению большого
космического телескопа HST [©о] было показАго, что новые
двигатели позволят поднять высоту рабочей орбиты телескопа
на 18,5 км (это эквивалентно увеличению на 9 месяцев
периода межполетного обслуживания с повторным поднятием
орбиты).
Наиболее важными являются возможности расширения зон
активного участка, в ходе которых возможно аварийное спа-
сение КС. Как известно, двигатели орбитального маневриро-
вания КС используются в четырех типах аварийных ситуаций:
аварийное довыведение на орбиту, аварийное довыведение на
одновитковую траекторию полета, аварийная посадка на евро-
пейский аэродром, аварийная посадка на аэродром в зоне .
стартового комплекса. В этих вариантах могут использоваться
1-2 аварийных включения двигателей КС в зависимости от
момента наступления аварии и типа аварии (отказ системы
управления, отказ маршевого двигателя и др.). Предваритель-
ный анализ показал, что для аварийного варианта одновитко-
вого полета установка новых двигателей увеличивает диапазон
допустимого времени не менее чем на 3,1 с.Еще более (поч-
та на 5,6 с) расширяется диапазон возможного времени вы-
хода из аварийных ситуаций в конце активного участка.
К числу возможных доработок ТКА Space Shuttle сле-
дует отнести также предполагаемое изменение схемы выведе-
ния, оценки эффективности которого проведены в центре кос-
мических полетов им. Джонсона [91] . Известно, что исполь-
зуемая в настоящее время схема выведения, при которой КС
после начального разворота ТКА по крену продолжает полет,
находясь под топливным баком ТКА, была принята под рас-
четные ограничения на углы атаки и скоростные напоры в
ходе активного участка полета I ступени. Типовые ограниче-
ния на допустимые углы атаки, скольжения, а также на вели-
чину скоростного напора (из-за условий прочности теплозащит-
13-2 ’ 99
10
<D 8
t 6
5" 4
5 "2
S'*
< -6
о
э! “8
-10
0 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5 4,0 Ц,5 5,0
М
Рис. 22. Типовые зависимости изменения летных характе-
ристик ТКА Space Shuttle': 1 - типовой профиль номиналь- j
ной траектории ТКА; 2 - типичные вариации параметров [
траектории ТКА; 3 - предельное положительное ограниче-
ние; 4 - предельное отрицательное органические; 5 - учас-
ток полета с критическими аэродинамическими нагрузками;
6 - участок полета с критическими тепловыми нагрузками; ।
7 - номинальные рекомендованные скорости ветра; 8 - пре*
' дельные нагрузки на теплозащиту.
10°
к
Рис. 23. Расположение КС и топливного бака в номиналь-
ной (а) и новой (б) схемах выведения с.
ного плиточного покрытия) приведены на рис. 22. Кроме
того, формирование траектории выведения ограничивается и
допустимыми условиями на момент ~ отделения ускорителей
как по скоростному напору (2,16 кПа), так и по углам ата-
ки и скольжения (± 10 ).
В новой предлагаемой схеме выведения (рис. 23) КС
сможет располагаться в ходе активного участка полета над
топливным баком, что позволит увеличить дойустимый угол
атаки с -5 до +2 . Это, в свою очередь, даст возможность
использовать некоторые резервы по увеличению скорости
горения твердотопливного заряда в ускорителях с 9,14 до
10,03 мм/с с соответствующим увеличением грузоподъемнос-
ти ТКА Space Shuttle почти на 1800 кг (рис. 24).
Модифицированная схема выведения легко адаптируется к
Другим предполагаемым доработкам ТКА Space Shuttle,
таким: как: увеличение предела форсирования тяги маршевых
ЖРД со 104 до 109%, снижение предела дросселирования
маршевого ЖРД до 50%, переход на композиционные материа-
лы в корпусе твердотопливных ускорителей, увеличение длины
подвесного топливного бака иа 127 см. Сравнительная эффек-
тивность проведения указанных мероприятий для традиционной
а новой схем выведения приведена в табл. 18.
101
Скорость горения , мм/с '
Рис. 24. Зависимость грузоподъемности ТКА Space
Shuttle от скорости горения твердотопливного за-
ряда ,при различных предельных углах атаки: 1 - но-
вая схема выведения, а = 2 » 2 - новая схема выве-
дения, а “ -5 ; 3 - традиционная схема выведения,о
а “ 2 ; 4 - традиционная схема выведения, а =-5 ;
5 - предел по максимальному рабочему давлению в
РДТТ ускорителя; 6 - расчетная скорость горения
, :1 Таблица 18
Увеличение массы [ кг] выводимой полезной нагрузки
вследствие доработок ТКА
Мероприятие Схемы выведения ТКА
традиционная новая
Снижение степени дросселирования маршевых ЖРД до 50% 635,6 317,8
Удлинение топливного бака на 1,2? м 1 862,6 681,0
Переход на композиционные материа- лы для корпуса РДТТ 1816,0 , 1861,0
Увеличение степени форсирования маршевых ЖРД до 109% 2247,0 2293,0
Очевидно, что определенные изменения будут внесены и
в остальные системы КС, однако по сравнению с вышеупо-
мянутыми они представляются менее значительными [89].
102
3.5, Проекты модификаций ТКА Space Shuttle
В середине 80-х годов, в связи с катастрофой ТКА
Space Shuttle в 25-м полете, NASA был дан анализ даль-
нейшего развития транспортных космических средств, целью
которого являлось определение состава и основных требова-
ний к характеристикам парка носителей, включающего одно-
разовые PH, частично многоразовые и полностью многоразо-
вые ТКА [27]. Одним из основных направлений развития
транспортных космических средств в этом анализе рассмат-
ривалось создание различных модификаций существующего
ТКА Space Shuttle.
Характерной особенностью этих модификаций является ши-
рокое применение технических решений программы Space
Shuttle, что позволит использовать уже развернутую про-
изводственную базу и технические ресурсы для их изготов-
ления, испытаний и эксплуатации. При этом рассматривались .
только беспилотные варианты ТКА с большей по сравнению с •
существующим вариантом грузоподъемностью. Предполага-
лось, что в беспилотном варианте можно обеспечить более •
высокую экономическую эффективность за счет отказа от
сложных жилых отсеков с системами обеспечения жизнедея-
тельности, снижения требований к надежности и т.д.
Проекты модификаций ТКА Space Shuttle можно разде-
лить на 2 группы (рис. 25): с последовательным и парал-
лельным присоединением грузового отсека.
В проектах первой группы (рис. 25,Б) отсек полезной
нагрузки находится над подвесным топливным баком, ко-
торый в этом случае по силовой схеме аналогичен топливному
баку PH тандемной схемы, как по схеме крепления полезной
нагрузки, так и основной двигательной установки. В целом
по схемному решению эта модификация напоминает компонов-
ку PH Titan III. При такой схеме легко осуществить наращи-
вание ТКА новыми разгонными блоками, как это видно на
Рис. 25, б, а также варьировать числом ЖРД на II ступени.
Масса полезной нагрузки в подобных вариантах может из-
меняться в пределах от 36 до 90 т, а длина отсека полез-
ной нагрузки при диаметре 7,6 м может достигать 35,7 м.
Как и в базовом варианте ТКА Space Shuttle (см.
Рис. 25,А), твердотопливные ускорители здесь прецполагает-
ся использовать многократно. Кроме того, многоразовым мо-
>Кет быть и отсек полезной нагрузки, выполняемый в виде
в°эвращаемого аппарата, приспособленного для баллистическо-
103
Рис. 25. Альтернативные варианты беспилотных ТКА
[27]: А — ТКА Space Shuttle; Б, б - модификации
ТКА с последовательным присоединением грузового от-
сека; в/ в - модификации ТКА с параллельным присое-
динением грузового отсека.
го входа в атмосферу и мягкой посадки на сушу или воду.
По одной из программ исследований возможных модифика
ций ТКА Space Shuttle с последовательным присоединением
грузового отсека предполагается последовательное нарашива
ние грузоподъемности за счет поэтапного введения новых
элементов. Первое наиболее простое решение (рис. 26, А)
104
1240
Рис. 26, Эволюция беспилотных модификаций ТКА [27]
соответствует вышеупомянутому (см. рис. 25, Б) и базиру-
ется на существующих технических решениях ТКА Space
Shuttle и в частности ДУ. Возможности этой концепции мо-
гут быть расширены как путем оснащения грузового отсека
собственной ДУ, т.е. добавления еще одного разгонного блока
с последовательной схемой работы, так и путем установки
третьего маршевого ЖРД ТКА Space Shuttle. Этот вариант
(см. рис. 26, Б) дополнительно может быть оснащен возвра-
щаемым модулем для спасения ДУ и приборного отсека. Оба
эти варианта при положительном решении об их создании мо-
гут быть реализованы до 1995 г.
На более длительные сроки разработки рассчитан более
тяжелый вариант (см. рис. 26, В), для которого предпола-
гается создать кислородно-углеводородные ЖРД нового поко-
ления, устанавливаемые попарно в двух возвращаемых модулях.
На базе этих же двигателей возможно создание варианта с
еще большей грузоподъемностью (см. рис. 26, Г). Шесть та-
ких двигателей предполагается разместить в четырех возвра-
щаемых модулях: четыре попарно в двух модулях диаметром
14-1
105
Т аблица 19
Характеристики грузоподъемности вариантов ТКА.
представленных на рис. 26
Характеристики Варианты ТКА
А Б В Г
Масса выводимой ПН, т на низкую около- земную орбиту ( Н = 300 км, i - 28,5°) 65,8 88,5 136,1 181,4
на низкую полярь- ную орбиту 49,9 72,6 113,4 156,5
на полярную орби- ту ( Н =1000 км) 40,9 61,2 95,3 136,1
на геостационарную орбиту * 8,6 22,7 39,9
Сроки ввода в эксплу—
атадию до 1995г. до 1995 г. после после
п 1995г. 1995,
* С использованием МТА
6,25 м и два (по одному в каждом) в двух модулях диамет-
ром 4,34 м. Двигательный отсек II ступени диаметром
10 м также планируется создавать в возвращаемом варианте
и для него предполагается создать новый кислородно-водо-
родный ЖРД. В этом варианте возможна реализация схемы
с переливом топлива из топливных отсеков I ступени. Основ-
ные характеристики грузоподъемности этих четырех вариан-
тов ТКА представлены в табл. 19 [27].
Варианты проектов второй группы (см. рис. 25, В) по
силовой схеме практически совпадают с базовым вариантом:
без изменений используются твердотопливные ускорители и
подвесной топливный бак. КС здесь заменяется новым отсе-
ком полезной нагрузки, под которым размещается маршевая
двигательная установка и двигательная установка орбиталь-
106
1240
ного маневрирования. Здесь же предусмотрено размещение
приборного оборудования. По компоновочной и контруктивно-
силовой схеме отсек полезной нагрузки вместе с приборным
отсеком и двигательными установками выполняется в виде
единого блока как одноразового, так и многоразового исполь-
зования. В его составе может быть также дополнительный
разгонный блок (см. рис. 25, в) расширяющий энергетичес-
кие возможности ТКА.
Вариант, представленный на рис. 25, В, нашел свое раз-
витие в проекте ТКА Shuttle-C [26, 92, 93] , который
принят к разработке в качестве грузового варианта ТКА,
предназначенного для выведения на низкую околоземную ор-
биту полезных нагрузок большой массы и габаритов. Необ-
ходимость в таком носителе выявилась в процессе разработ-
ки ОКС Freedom (прежнее название Space Station )
[34] , включающей в свой состав ряд крупногабаритных и
массивных блоков, а также в процессе анализа программ
СОИ, полетов к Марсу и др.
Основным достоинством ТКА Shuttle-C (рис. 27) являет-
ся большая преемственность в его разработке по отношению
к ТКд Space Shuttle [26 ] при существенном (до 77,2 т)
увеличении грузоподъемности. Ключевым новым элементом
в этом аппарате является грузовой отсек, по объему превы-
шающий отсек полезной нагрузки КС Space Shuttle. При
одинаковом диаметре его длина на 6 м больше и составляет
~ 25 м. По конструктивно-силовой схеме - это тонкостенная
конструкция близкой к цилиндрической формы, подкрепленная
поперечным силовым набором (промежуточными шпангоутами).
Твердотопливные ускорители и подвесной топливный бак
полностью идентичны используемым в составе ТКА Space
Shuttle. Маршевая ДУ также идентична используемой в ба-
зовом ТКА Space Shuttle с той лишь разницей, что предус-
матриваются 2 варианта ее применения - с двумя ЖРД и с
тремя ЖРД (как в базовом ТКА). Это позволит варьировать
грузоподъемность ТКА от 45 т (с двумя ЖРД) до 77 т (с
тремя ЖРД). При этом предполагается использовать в сос-
таве ДУ ЖРД, отработавшие до девяти ресурсов в составе
ТКА Space Shuttle. Остальные системы ТКА Space Shut-
tle (энергопитания, терморегулирования, управления и
др. ) в той или иной степени должны быть адаптированы для
использования в составе ТКА Shuttle-C.
Схема полета ТКА Shuttle-C также подобна схеме полета
ТКА Space Shuttle; при близкой к орбитальной скорости про-
14-2 107
2
Рис. 27. Общий вид ТКА Shuttle—С [93]: 1 — под-
весной топливный бак; 2 — грузовой отсек (вместо
КС); 3 - заимствованные элементы КС; 4 — марше-
вые ЖРД; 5 - твердотопливные ускорители; элемен-
ты 1, 3, 4, 5 заимствованы у ТКА Space Shuttle
исходит отделение подвесного топливного бака (с последую-
щим входом его в атмосферу) и с помощью двигателей сис-
темы орбитального маневрирования грузовой отсек выходит
на базовую орбиту, откуда с помощью маневрирующего МТА
переводится на рабочую орбиту (в частности, рабочую орби-
ту ОКС). После завершения операций по выгрузке полезной
нагрузки из грузового отсека последнему с помощью дви-
гателей системы орбитального маневрирования сообщается
тормозной импульс, он входит в атмосферу и сгорает.
В табл. 20 приведены проектные значения грузоподъем-
ности ТКА Shuttle-C при стартовой массе около 2000 т
на различные базовые орбиты [26].
Таблица 20
Грузоподъемность ТКА Shuttle-C [т]
Число ЖРД в маршевой ДУ Запуски с космодрома им. Кеннеди Запуски с космодрома Ванденберг
Н = 400 км, H=200KMj Н “185км, i - 28,5° 1 “28,5° i « 98,7° Н “400 км. 1 “ 104°
2 45,4 50,0 18,2 31,8 3 68,1 77,2 31,8 54,5
108
Грузовой отсек ТКА Shuttle—С допускает установку до
четырех полезных нагрузок одновременно при суммарных
габаритах 4,5 м (диаметр)х 24,3 м (длина). В дальнейшем
возможны доработки контейнера по длине до 25,2-29,3 м
с вариантами спасения хвостового отсека с двигателями и
носового отсека с элементами системы управления.
Несмотря на то, что ТКА Shuttle-C по существу явля-
ется одноразовым носителем (исключение составляют твердо-
топливные ускорители), удельная стоимость выведения при
двух-трех запусках в год в течение 10 лет эксплуатации,
по расчетам, будет диже, чем у ТКА Space Shuttle. По пред-
варительным оценкам, удельная стоимость выведения полез-
ной нагрузки на низкую околоземную орбиту с помощью ТКА
Shuttle-C составит 4420 долл./кг в сравнении с
8330 долл./кг, обеспечиваемой PH Delta Ни 6900-
9200 долл./кг для PH Titan IV [94]. Ориентировочный срок
ввода в эксплуатацию этого аппарата — середина 90-х го-
дов (1994 г.) [93].
3.6. Проекты нового поколения ТКА
Space Shuttle
Современный вариант ТКА Space Shuttle и беспилотная
грузовая модификация Shuttle-C в сочетании с целым рядом
одноразовых PH будут являться основой транспортных косми-
ческих средств США в 90-х годах и в начале 2000-х годов.
К этому времени, очевидно, будет создано новое поколение
носителей, разработка которых или уже ведется, или начнет-
ся в начале 90-х годов, учитывая продолжительность этапа
предварительных исследований, проектирования, испытаний и
т.д. В связи с этим практически сразу после ввода в эксплуа-
тацию ТКА Space Shuttle появилось множество проектов
аппаратов, которые должны прийти ему на смену. Эти проек-
ты постоянно обсуждались, подвергались критике, претерпе-
вали многочисленные доработки и изменения. К концу 80-х
годов сформировались определенные потенциальные направле-
ния развития второго поколения ТКА, проекты которых объе-
динены общим названием Shuttle II.
Анализ перспективного грузопотока космических объек-
тов и возможной архитектуры транспортных средств, обеспе-
чивающих его, приводит к предположению [29,95] , что к
концу века в структуре транспортной космической системы
четче определится специализация носителей на пилотируемые
109
и грузовые. Среди последних также будет, очевидно, разде-
ление по грузоподъемности. Предполагается, что роль вто-
рого поколения ТКА Space Shuttle, т.е. Shuttle II,будет
состоять в доставке экипажей на ОКС, сборке и обслужива-
нию ИСЗ, операциях спасения, проведения краткосрочных ис-
следований и т.д. Поэтому при их экономической оценке на
первый план выходит такой показатель, как стоимость за-
пуска, в отличие от удельной стоимости выведения, которой
оценивается экономическая эффективность грузовых опера-
ций. Большое значение для снижения стоимости запуска
многоразовых аппаратов имеет сокращение наземного обслу-
живающего персонала; так, если обслуживание ТКА Space
Shuttle будет нескольких тысяч человек, то в перспективе
обслуживающий персонал будет составлять несколько сотен
человек и в этом случае функции наземных служб должны
быть сведены в основном к подготовке к запуску и управ-
лению полетом.
Для сокращения стоимости запуска и обеспечения большой
частоты запусков требуется решение проблемы подготовки
ТКА и полезной нагрузки к полету, т.е. решения проблемы
выведения любого произвольно выбранного перед полетом
объекта без доработок самого ТКА. Это не соответствует
условиям подготовки к полету современных КА, которые нуж-
даются в индивидуальных узлах крепления, сложных коммуни-
кациях, совместных с носителем комплексных проверках и
т.д. Существенное снижение эксплуатационных расходов (а
они будут определяющими в стоимости запуска перспектив-
ных ТКА) возможно только при переходе к принципам ком-
мерческой авиации, где полезная нагрузка помещается в
контейнеры, независимые от транспортных средств, что
обеспечивает сокращение обслуживающего персонала, числа
коммуникаций и т.д. При этом применительно к ТКА Shuttle II
эти требования должны быть выполнены для полезных нагру-
зок достаточно больших масс и размеров. В этой связи
представляет интерес концепция (рис. 28) присоединенного
грузового отсека [29,95,96] суть которой заключается в
том, что грузовой отсек является независимым от ТКА
сменным элементом, готовящимся отдельно к полету в любом
из желаемых для пользователя варианте, а затем непосред-
ственно перед запуском присоединяется к носителю с мини-
мальным числом точек сопряжения.
Изменения в требованиях к ТКА, а также изменения
уровня техники во всех отраслях требуют повторного возврат0*
110
Рис. 28. Концепция присоединенного грузовогоотсека
ния к таким проблемам формирования концепции ТКА, как
выбор числа ступеней, компонентов топлива, степени много-
разовости, величины аэродинамического качества, типа стар-
та и т.д.
Реализация перспективных схемных решений для ТКА
Shuttle II в значительной степени будет зависеть от совер-
шенства конструктивно- технологических решений, которые в
конечном итоге определяют уровень снижения сухой массы
ТКА. Анализ конструктивно-технологических решений совре-
менного варианта ТКА Space Shuttle позволяет утверждать
[95], что путем естественного совершенствования технологии
без перехода к новым схемным решениям можно снизить его
сухую массу на 15%. Это может быть достигнуто примене-
нием водородного и углеводородного горючего (в разных
ЖРД), более широкого применения композиционных материа-
лов, совершенствования теплозащитного покрытия, применения
электрических приводов, улучшения формы КС и др. Возмож-
но снижение сухой массы до 30% при переходе к трехкомпо-
нентным ЖРД, рассчитанным на использование топливных пар
кислород + водород и кислород + углеводородное горючее
как в последовательной, так и в смешанной форме. При этом
в конструкции необходим переход на композиционные мате-
риалы с алюминиевой матрицей и на более эффективные тепло-
защитные материалы. В системах ТКА для этого необходимо
перейти к единому нетоксичному топливу и внедрить адап-
тивную систему управления полетом.
111
Рис. 29. Относительные массовые характеристики
одноступенчатых и двухступенчатых ТКА
1 Возможно и дальнейшее, до 60% по сравнению с совре-
менными ТКА уменьшение сухой массы. Для этого должны
быть созданы более легкие ЖРД на трехкомпонентном топ-
ливе, в конструкцию аппарата должны быть внедрены компо-
зиционные материалы на высокопрочной металлической мат-
рице, благодаря чему станет возможным использование "го-
рячей" конструкции, а для особенно теплонагруженных
мест (например, передних кромок крыла) нужно разрабатывая
активные системы охлаждения. Предполагается, что при этом
снижение на 60% сухой массы ТКА в целом будет достигну-
то за счет снижения сухой массы конструкции на 70%, дви-
гателей на 20% и систем на 35% [95] . Возможность дос-
тижения такого снижения сухой массы не представляется по-
ка очевидной, но именно такого уровня необходимо достичь
для реализации многих проектов одноступенчатых ТКА.
На рис. 29 для сравнения представлено влияние сниже-
ния сухой массы ТКА [%] по сравнению с современным
вариантом ТКА Space Shuttle на относительные массовые
характеристики аппаратов (по оси ординат: отношение массы
полезной нагрузки к стартовой массе (а) и к сухой массе
(б) двух типов перспективных ТКА - одноступенчатого (1)
и двухступенчатого (2). Здесь же показаны соответствуют^
характеристики ТКА Space Shuttle (3). Из этого рисунка
следует, что при некотором снижении сухой массы относи-
тельные массовые показатели для одноступенчатых ТКА
становятся лучшими, чем для двухступенчатых С 95], что О
не согласуется с обычными представлениями по этому воп- см
росу даже для подобных рассматриваемым вариантов ТКА
[29]. ,!Кг. я... ....
112
Рис. 30. Варианты компоновочных решений одноступен-
чатого ТКА: а - с внутренним грузовым отсеком^ б -
с присоединенным грузовым отсеком
На рис. 30 представлены 2 варианта компоновочных ре-
шений одноступенчатого ТКА, параметры которого рассчита-
ны исходя из 60%-ного снижения сухой массы и отличающие
ся в основном концепцией расположения грузового отсека.
При расчетах изменение массовых характеристик в зави-
симости от вариантов грузового отсека не учитывалось. В
°боих вариантах при массе полезной нагрузки ~ 18 т стар-
товая масса составляет 395 т, сухая масса - 21,3 т, дли-
на - 36,6 м, размах крыла - 25,0 м.
15-1 ИЗ
Рис. 31. Сопоставление схемных решений сравниваемых
вариантов ТКА
Представляет интерес сравнение таких аппаратов с сов-
ременным вариантом ТКА Space Shuttle не только по мас-
совым, но и по геометрическим характеристикам. На рис. 31
в одном масштабе представлены: I -ТКА Space Shuttle; II-
одноступенчатый ТКА с двумя твердотопливными ускори-
телями (рассчитанный на 15%—ное снижение относительной
сухой массы), Ш - двухступенчатый ТКА (рассчитанный
на 15%-ное снижение относительной сухой массы) и IV -
одноступенчатый ТКА (рассчитанный на 60%-ное снижение
относительной сухой массы). При одинаковой массе полезной
нагрузки (18 т) и размерах грузового отсека (4,5х 18 м)
их основные массовые характеристики значительно различа-
ются (табл. 21).
Представляет интерес сравнение характеристик одноступен-
чатого ТКА с другими типами летательных аппаратов, таких,
хак самолеты и одноразовые PH. Показательным в этом
смысле является рис. 32, где представлены данные по отно-
сительной массе полезной нагрузки (а) и отношению массы
полезной нагрузки к сухой массе (б) для следующих лета-
тельных аппаратов: 1 - самолет С-5А; 2 - одноступенча-
тый ТКА, включающий в свой состав ВРД; 3 - перспектив-
ный одноступенчатый ТКА только с ракетными двигателями;
4 - PH Titan-34D; 5 - ТКА Space Shuttle;6 - PH Delta;
7 - PKTC Ariane V/Hermes.
Из рис. 32 следует, что если для самолета С-5А относи-
тельная масса полезной нагрузки составляет 30%, что харак-
терно для самолетов такого класса, то относительная масса
полезной нагрузки перспективных одноступенчатых ТКА (рао-
114
1| S)
Рис. 32. Относительные показатели массы полезной
нагрузки
Таблица 21
Массовые характеристики сравниваемых вариантов ТКА
Характеристики Варианты ТКА (см. рис. 31)
I II III IV
Стартовая масса, т 2088 1330 1189 477
Относительная масса ПН 0,0086 0,0135 0,0151 0,0377
Сухая масса, т 277 118 99,9 25,4
Отношение массы П1 к сухой массе 0,065 0,1525 0,180 0,709
1240
считанных на 6О%—ное снижение сухой массы) существенно
выше (10% и 4% соответственно) по сравнению как с частич-
но многоразовым ТКА Space Shuttle, так и с одноразовыми
PH Titan-34D и ph Delta. PKTC Ariane V/Hermes имеет
самую низкую массовую отдачу. Проецируя этот показатель
на экономические характеристики, можно отметить, что он
характеризует при сравнительных оценках удельные затраты
топлива на транспортную операцию, а затраты на топливо
являются относительно небольшими в общих затратах на за-
пуск и составляют около 20 долл./кг при удельной стоимости
выведения свыше 5000 долл./кг (данные для ТКА Space Shut-
tle). Относительная стартовая масса характеризует также
15-2 I-15
размеры и стоимость стартовых сооружений и наземных
транспортных средств, но они относятся к единовременным
затратам.
Более корректным для сравнительных оценок экономичес-
кой эффективности принято считать отношение массы полез-
ной нагрузки к сухой массе. Если ориентироваться на этот
показатель, то перспективный одноступенчатый ТКА только
с ракетным двигателем в 2 раза эффективнее по сравнению
с самолетом С-5А (см. рис. 32, б). Перспективный одно-
ступенчатый ТКА, содержащий в составе двигательной уста-
новки ВРД, не имеет никаких преимуществ перед одноступен-
чатым ТКА только с ракетными двигателями. Это объясня-
ется тем, что при меньшей стартовой массе он имеет боль-
шие размеры (из-за большей доли водорода, имеющего очень
малую плотность), а следовательно, и большую сухую массу.
Кроме того, условия горизонтального старта требуют усиле-
ния фюзеляжа (по сравнению с вертикально стартующим
ТКА с ракетными двигателями) и тяжелого шасси. Крылатые
же, вертикально стартующие ТКА имеют в этом случае оп-
ределенные преимущества, так как размеры крыла и шасси
определяются посадочной массой аппарата, а не стартовой,
как это имеет место для горизонтально стартующих ТКА,
Следует отметить, что если уровень снижения относитель-
ной сухой массы не достигнет 60% (что, как уже отмеча-
лось выше, является весьма проблематичным), то односту-
пенчатый ТКА с ВРД не сможет выйти на орбиту даже без
полезной нагрузки (т.е. не выведет самого себя) и для обес-
печения выведения потребуется дополнительная ракетная
ступень. Это автоматически лишает ТКА такого типа всех
преимуществ' по сравнению с традиционными PH и ТКА.
Если улучшение конструктивно-технологических решений
позволит снизить относительную сухую массу на 20-25%,
то одноступенчатые ТКА с ракетными двигателями составят
конкуренцию традиционным PH и ТКА Space Shuttle. Однако
для этого необходимо решить ряд серьезных проблем в соз-
дании трехкомпонентного ЖРД, создании и применении в кон-
струкции высокопрочных и жаропрочных композиционных ма-
териалов и т.д. Поэтому в проектах ТКА Shuttle II, реализа-
ция которых могла бы начаться в середине 90-х годов,
предпочтение отдается двухступенчатым аппаратам [29,95,
961. При двухступенчатой схеме для ТКА доступными явля-
ются не только низкие околоземные орбиты с наклонением
около 30 , но и полярные орбиты с относительно большой
высотой.
I-16 .
а
Рис. 33. Общая схема ТКА (а) и компоновка топливных
баков обеих ступеней (б): 1 - разгонная ступень; 2 -
космический самолет; 3 - бак жидкого водорода; 4 - от-
сек экипажа; 5 - бак жидкого кислорода; 6 — полезная
нагрузка; 7 - бак углеводородного горючего; 8 - кисло-
родно-водородные ЖРД космического самолета; 9 - кис—
лородно-углеводородные ЖРД разгонной ступени и косми-
ческого самолета
В научно-исследовательском центре им. Лэнгли ( NASA )
в результате исследований по определению схемного решения
ТКА Space Shuttle нового поколения пришли к выводу о це-
лесообразности создания двухступенчатого ТКА с крылатыми
I и II ступенями, соединенными по схеме "пакет" с перели-
вом компонентов топлива в процессе попета из баков I сту-
пени в баки II ступени. В составе ДУ I ступени только кис-
117
лородно-углеводородные ЖРД, в составе ДУ II ступени -
кислородно-водородные и кислородно-углеводородные ЖРД
(рис. 33).
Основные массовые характеристики двухступенчатого
ТКА с крылатыми ступенями следующие.
Стартовая масса, т 1015
I ступень 566
II ступень 449
Сухая масса, т 123
I ступень 82,2
II ступень 40,8
Масса полезной нагрузки, т 13,6
Относительная масса полезной нагрузки 0,0134
При оценке этой концепции анализировалось влияние на
массовые характеристики таких факторов, как наличие трех—
компонентной ДУ, величины скорости разделения ступеней,
перелива топлива, требования по массе полезной нагрузки
и др.
Использование углеводородного горючего (в данном слу-
чае RP-1) позволяет (вследствие большей его плотности
по сравнению с водородом) уменьшить размеры II ступени,
что очень важно, учитывая что эта ступень возвращается на
Землю с большей скоростью и требует теплозащитного пок-
рытия, масса которого пропорциональна площади поверхнос-
ти аппарата. Еще раньше в работах, посвященных применению
трехкомпонентных двигательных установок, было показано,
что существует оптимальное соотношение между количеством
топлива на основе углеводородного горючего и количеством
топлива на основе водорода, т.е. относительной массой топ-
лива на базе углеводородного горючего (далее для сокра-
щения - углеводородного топлива).
Оптимальное значение этого параметра зависит от ряда
факторов, таких, как скорость разделения ступеней, началь-
ная перегрузка, отношение величин тяг ступеней, отношение
тяги ЖРД на углеводородном топливе к общей тяге. Послед-
ний фактор по степени влияния на сухую массу ТКА является
одним из наиболее существенных. На рис. 34 представлены
результаты исследования влияния относительной массы угле-
водородного топлива на общую сухую массу ТКА при различ-
ив
96
801-------1______i_______i______i______।
0 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0
Относительная масса углеводородного
топлива
Рис. 34. Влияние относительной массы углеводо-
родного топлива ступени на общую сухую массу
ТКА
ных значениях отношения величин тяг ЖРД II ступени на
углеводородном топливе к общей тяге (значения указаны
около соответствующих кривых). Значения остальных проект-
ных параметров принимались следующими: скорость разделе-
ния ступеней М= 3,0; начальная тяговооруженность 1,5;
тяги I и II ступеней равны между собой; в качестве кис-
лородно-водородных ЖРД на II ступени используются марше-
вые ЖРД ТКА Space Shuttle с двухпозиционным соплом
(степени расширения 50/150). Из графика на рис. 34 вид-
но, что оптимальное значение относительной массы углево-
дородного топлива, равное 0,62, достигается при относитель-
ной тяге углеводородных ЖРД (в составе II ступени) поряд-
ка 0,8.
При анализе влияния скорости разделения на сухую массу
ТКА учитывалась возможность возвращения I ступени в
район старта в режиме планирующего полета, (без дополни-
тельных ВРД). На рис. 35 представлены результаты этого
анализа для различных вариантов двигательных установок на
I и II ступенях. Правые часта кривых, разделенных штри-
ховой линией, соответствуют случаям, когда для возвращения
I ступени в район старта необходимы дополнительные ВРД,
а левые - возвращению I ступени в район старта в режиме
Планирующего полета. Из графика на рис. 35 видно, что наи-
меньшую сухую массу имеет ТКА с трехкомпонентной двига-
119
Рис. 35. Влияние скорости разделения на сухую
массу ТКА для различных вариантов двигательных
установок на I и II ступенях: — - кислородно-
водородные ЖРД на обеих ступенях;--------кисло-
родно-водородные ЖРД на II ступени и кислородно-
углеводородные ЖРД на I ступени; —------трехком-
понентная двигательная установка на II ступени и
кислородно-углеводородная на I ступени
тельной установкой при возвращении I ступени в район
старта в режиме планирующего полета. Ранее было показа-
но, что возвращение в режиме планирующего полета возмож-
но, если число М не превысит 3,0. Именно эта величина
принималась опорной при анализе влияния остальных факто-
ров.
При анализе влияния перелива компонентов топлива на
сухую массу ТКА предполагалось, что перелив будет осу-
ществляться за счет превышения давления в баках, из кото-
рых переливается топливо. Исходя из условий центровки по
требованиям управляемости на этапе атмосферного полета
более плотные компоненты топлива II ступени (кислород и
углеводородное горючее) размещены в кормовой части (см.
рис. 33, б). Принятие подобной компоновки затрудняет пе-
релив малоплотного горючего (водорода) из топливного бака
I ступени в бак II ступени из-за возникающей большой раз-
ницы в уровнях установки баков. Однако применяемое для
целей компенсации разности в уровнях повышенное давление
наддува способствует частичной разгрузке этого бака I
ступени от сжимающих усилий, вызванных инерционными
нагрузками от вышерасположенных элементов ТКА. Резуль-
таты анализа показали, что применение перелива компонен-
120
1240
тов топлива для рассматриваемой схемы ТКА позволяет сни-
зить сухую массу аппарата в целом приблизительно на
12%.
Исследовалась также эффективность применения на кисло-
родно-водородных ЖРД П ступени двухпозиционных сопел.
Предполагалось, что переключение с низкой степени расшире-
ния на высокую будет происходить при включении кислород-
но-водородных ЖРД, При этом степень расширения сопла во
второй позиции (в развернутом положении ) принималась
равной 150. Результаты анализа показали, что минимальные
значения стартовой и сухих масс достигаются при различной
исходной степени расширения: минимальной стартвьой массе
соответствует степень расширения 100. а минимальной суь-
хой массе - 77,5 . Установлено также, что при учете до-
полнительной массы ЖРД при переходе к двухпозиционному
соплу и активному охлаждению сопла на обоих режимах
выигрыша сухой массы не будет, а в стартовой массе он
весьма незначителен. В связи с этим для рассматриваемой
схемы ТКА применение двухпозиционных сопел не рекомен-
довано.
Сравнение параллельной (пакетной) и последовательной
работы ступеней при прочих подобных решениях показало пре-
имущество схем с параллельной работой ступеней. Это объ-
ясняется рядом причин, главной из которых является возмож-
ность использования перелива топлива. Кроме того, практи-
чески при любом расположении II ступени относительно I
ступени при последовательной их работе нагрузки на силовую
конструкцию больше, чем на ТКА с параллельной работой сту-
пеней. Более удобной схема с параллельной работой ступеней
представляется и с точки зрения операций подготовки к за-
пуску (транспортировки, заправки и т.д.). Поэтому в своих
рекомендациях [96] специалисты научно-исследовательского
Центра им. Лэнгли остановились на схеме с параллельной
работой ступеней с переливом топлива и трехкомпонентной
Двигательной установкой на II ступени.
3.7. Программа создания семейства
новых носителей AI S
Министерство обороны США и NASA в 1987 г. присту-
пили к разработке совместной программы создания новых
носителей ( Advanced Launcher System-ALS) большой грузо-
подъемности [28,97, 98, 99, 100, 101]. Министерство
16-J 121
обороны заинтересовано в носителях большой грузоподъемное^
ти для реализации программы СОИ и в связи с этим хотело
бы завершить их разработку уже в 1993-1994 г. При воз-
можных отсрочках и сокращении программы СОИ необходи-
мость в носителях большой грузоподъемности может возник-
нуть не ранее 1997 г.
NASA также заинтересовано в создании тяжелых носи-
телей для реализации программы Space Station (для
транспортировки на орбиту крупногабаритных конструкций),
а также программ исследования Дальнего космоса. Однако
заинтересованность NASA меньше, чем Министерства обо-
роны, поскольку в середине 90—х годов должен быть введен
в эксплуатацию ТКА Shuttle-C.
Одним из основных требований к ALS (кроме обеспече-
ния требований по грузоподъемности) является существен-
ное снижение удельной стоимости выведения по сравнению
с существующими носителями. Предполагается, что только
при удельной стоимости выведения не более 660 долл./кг
использование носителей будет экономически целесообразно
как в программах Министерства обороны, так и в програм-
мах NASA [99].
Достичь столь- низкой удельной стоимости выведения пред-
полагается путем внедрения достижений современной техно-
логии, стандартизации элементов конструкции, применения в
процессе производства высокопроизводительных технологичес-
ких процессов с автоматизированными и роботизированными
средствами и методами неразрушающего контроля. Использо-
вание серийных технологий целесообразно только при доста-
точно большом темпе запусков. Около 25 запусков в год,
по оценкам специалистов [ 97], позволит достичь требуемо-
го снижения удельной стоимости выведения. Для обеспечения
такого темпа запусков необходимо будет разрабатывать и
новую технологию подготовки к запуску как носителя, так „
и полезной нагрузки. В этой связи рассматриваются проекты
стартовых комплексов [99], в которых предусмотрена па-
раллельная подготовка носителя и полезной нагрузки, что, в
свою очередь, потребует минимальной взаимосвязи их кон-
струкции, обеспечивающей предельно краткие сроки заключи-
тельных операций по установке полезной нагрузки на носи-
тель. Предусматривается возможность создания новых стар-
товых комплексов, в которых можно будет реализовать
перспективные методы высококачественной подготовки к за-
пуску, так как функционирующие в настоящее время старто-
122
1240
вЫе комплексы, с одной стороны, будут использоваться для
запуска ТКА Space Shuttle и существующих одноразовых
pH, а с другой — обеспечить высокий темп запуска на их
базе без существенных доработок не представляется возмож- ,
ным.
К работам на первом этапе (с июля 1987 г.) были прив-
лечены 7 ведущих авиакосмических фирм - Boeing Aerospace,
General Dynamis, Hughes, Martin Marietta, McDonnell Douglas,
Rockwell International и United Technologies.
Эффективность и этапность ввода в эксплуатацию ALS
предопределяется программой эксплуатации космического
пространства на период ближайших 15-20 лет. По суммарно-
му грузопотоку все перспективные программы NASA и ми-
нистерства обороны США можно разделить на 5 типов [28].
1. Эволюция программы Space Station с умеренным
увеличением масс транспортируемых полезных нагрузок к
2010 г. Реализация ограниченной программы СОИ с прове-
дением первых летных экспериментов в космосе.
2. Умеренная активность в околоземном космосе, начало
грузоперевозок по маршруту Земля - Луна. Расширенная
программа СОИ, требующая создания новых космодромов и
увеличенного числа натурных летных испытаний.
3. Создание в космосе ОКС Freedom второй очереди,
расширение коммерческих программ, реализация проекта по-
лета к Марсу с возвращением образцов марсианского грунта.
Создание полноразмерной модели СОИ с размещением и обслу-
живанием кинетического оружия в космосе.
4. Программа умеренного использования космоса в мир-
ных целях с резким расширением задач по программе СОИ
при внедрении в эксплуатацию боевых космических платформ
с лазерным и пучковым оружием.
5. Программа расширенного освоения космоса в мирных
целях с созданием лунной базы, околоземных энергостанций,
удалением в открытый космос отходов ядерного производства
на Земле. Прикладные исследования в рамках СОИ, характер-
ные для типа 2.
Ежегодные грузопотоки, характерные для рассмотренных
типов программ приведены на рис. 36, откуда видно, что
объем транспортировок колеблется в диапазоне от 450 до
1800 т. Даже средняя оценка этого грузопотока в 675 т
существенно превышает современные возможности носителей
США.
16-2
123
pl I I J_I—J_Illi____I_I_I_I_I—
95 96 97 98 99 200001 02 03 04 05 06 07 08 0910
календарный, год
Рис. 36. Ежегодный грузопоток (без учета масс .
МТА) на околоземную орбиту для пяти типов прог**
рамм NASA и министерства обороны США
В зависимости от принятой модели грузопотока становит-
ся предпочтительной та или иная компоновка носителя, а
также предельная грузоподъемность носителя на базовую
орбиту [28]. Из рис. 37 видна предпочтительность исполь-
зования грузоподъемности носителя на низкую околоземную
орбиту в диапазоне 30-40 т для существующего грузопо-
тока и 45—60 т для грузопотока по моделям 1—3.
На первом этапе детальному анализу подверглись 8 ос-
новных вариантов концепций носителей ELV,включающих как
известные модификации PH среднего класса (например, PH
Titan IV )утак и вновь создаваемые PH, однако макси-
мально использующие технологический задел в области про-
изводства материальной части (рис. 38).
1. Модифицированная двухступенчатая PH Titan IV с уве-
личенной до 25,4 т грузоподъемностью на низкую базовую
околоземную орбиту. В качестве боковых ускорителей пред-
полагается использовать 3 РДТТ от ТКА Space Shuttle.
На I и II ступенях будут применены штатные ЖРД LR-87
и LR-91 соответственно. Стартовая масса PH составит
1167 т.
2. Двухступенчатая PH на долгохранящихся компонентах
топлива Titan V со стартовой массой 1840 т и массой
полезной нагрузки, доставляемой на орбиту высотой 280 км
и наклонением 28,5 , до 41,3 т. В составе I ступени буду1,
использованы 4 ЖРД1Т-87, а II ступени - один такой же
124
Рис. 37. Влияние грузоподъемности проектируемого но-
сителя на относительную стоимость жизненного цикла
(цифры у кривых показывают относительный суммарный
грузопоток, причем за 100% принята опорная программа
СОИ)
Двигатель. В качестве ускорителя I ступени возможно при-
менение двух модифицированных РДТТ.
3. Одноступенчатая PH SDV на кислородно-водородном
топливе со стартовой массой 1312 т и массой полезной
нагрузки на низкую орбиту 41,8 т. В качестве двигателя бу-
дет применен штатный ЖРД ТКА Space Shuttle, а в качестве
Ускорителей - модифицированные трехсегментные РДТТ.
125
4. Одноступенчатая одноразовая PH, спроектированная
на имеющихся технологических решениях, использующая
штатный двигатель от ТКА Space Shuttle и 2 твердотоплив-
ных ускорителя. При стартовой массе 1012 т грузоподъем-
ность PH составит 41,8 т.
5. Одноступенчатая одноразовая PH на новых технологи-
ческих решениях с применением в качестве ускорителей
10 РДТТ Castor -5. Несмотря на увеличенную по сравнению
с предыдущим вариантом стартовую массу до 1085 т дав- ’
ный тип PH допускает значительно большее наращивание опе-
ративных характеристик.
6. Двухступенчатая одноразовая PH, выполненная по схе-
ме "тандем" с кислородно-керосиновой I ступенью, снабжен-
ной тремя ЖРД и кислородно-водородной II ступенью, снаб-
женной двумя ЖРД новой разработки. При стартовой массе
1284 т PH сможет вывести на низкую околоземную орби-
ту 58,1 т полезной нагрузки.
7. Двухступенчатая PH, в которой в качестве I ступени
используется беспилотный крылатый разгонный блок с дви-
гательной установкой (6 ЖРД) на кислороде и керосине.
II ступень (с параллельным соединением) - кислородно-во-
дородная с двумя модифицированными двигателями от ТКА
Space Shuttle. При стартовой массе 1534 т масса полезной
нагрузки на низкую околоземную орбиту составит 67,2 т
и приблизится к требованиям министерства обороны США.
8. Одноступенчатая PH на кислородно-водородном топли-
ве с двумя модифицированными ЖРД от ТКА Space Shuttle.
В качестве ускорителей предполагается применение двух
многоразовых РДТТ. Возможно многоразовое использование
спасаемой двигательной установки и приборного отсека крио-
генной ступени. Масса доставляемой на низкую орбиту полез-
ной нагрузки составит 63,6 т при стартовой массе 1770 т.
Анализ показал сравнительно высокую конкурентоспособ-
ность всех вариантов и возможность дальнейшего наращива-
ния оперативных характеристик ( исключая варианты 1 и 4)
К 1988 г. выяснилась нереальность программ с грузопото-
ками, приведенными на рис. 36 как по суммарному финанси-
рованию, так и по производственным мощностям. К этому
периоду относится разработка двух модификаций первых
двух типов программ транспортировки при ограничениях на еже-
годный объем финансирования и суммарный ежегодный грузопо-
ток (до 227 т без учета масс МТА , выводимых для реше-
ния целевых задач).
126
500 -
wo-
8790 95 2000 05 10
коленао-рный, год
Рис. 39. Редуцированные программы транспортировки
гражданских и военных полезных нагрузок для первого
(а) и второго (б) типов: I - программа министерства
обороны США ; II - программа гражданских организа-
ций; 1 - общий грузопоток; 2 - исследуемый период
В новых модулях не учтены возможные полеты по прог-
рамме СОИ, изъяты пилотируемые и коммерческие полез-
ные нагрузки на геостационарной орбите, произведено комп-
лексирование полезной нагрузки с целью улучшения характе-
ристик PH (уменьшения коэффициента недогруза). Редуциро-
ванные программы транспортировки для двух Первых типов,
рассмотренных выше, приведены на рис. 39.
Поскольку предполагается решение данных программ транс-
портировки смешанным парком имеющихся в эксплуатации
одноразовых PH, пилотируемого ТКА Space Shuttle и вновь
разрабатываемых носителей ALS, то для последних были ого-
ворены следующие требования [ 99, 100, 101] : необходи-
мость доставки на низкую экваториальную орбиту полезной
нагрузки массой до 63 т (с последующим увеличением до
91 т), а на полярную орбиту - до 70 т при темпе запусков
от 20 в год в начале эксплуатации с возможностью увеличе-
ния в последующем до 30 в год. Габариты головного обтека-
теля были определены следующим образом: диаметр 10 м,
Длина 25 м с возможностью последующего расширения объе-
ма (увеличение диаметра до 12 м и длины до 38 м).
Позднее к ранее исследованным была добавлена еще одна
концепция носителя, а именно: модульная полностью криоген-
127
ная PH, в которой на I и II ступенях, соединенных по схе-
ме "пакет", используются одинаковые блоки - модули. В сос-
таве двигательных установок этих модулей предусматривает-
ся использование модифицированных ЖРДРЬ-Ю, число кото-
рых при большой стартовой массе PH будет весьма значи-
тельно (до 32 на одном модуле). Возможны варианты с
двумя, четырьмя и шестью ускорителями на I ступени.
После анализа результатов работ по первому этапу к
следующему этапу продолжительностью 25 месяцев (срок
окончания - середина 1990 г.) были привлечены 4 фирмы
(Boeing Aerospace, General Dynamics, Martin Marietta и
McDonnell Douglas ).Заключены 3 контракта-две последние
фирмы получили один контракт (1011.
Фирма Boeing Aerospace будет разрабатывать вариант
носителя с многоразовой крылатой I ступенью использующей
для посадки авиационные двигатели. Фирма General Dynamics
будет разрабатывать проект носителя, состоящего из двух
идентичных соединенных параллельно криогенных ступеней,
1 ступень при этом может быть спасаемой. Фирмы Martin
Marietta и McDonnell Douglas предполагают рассмотреть
3 варианта проекта. В первом варианте проекта двухступен-
чатая PH состоит из нескольких твердотопливных ускорителей
на I ступени и криогенной II ступени. В зависимости от
задачи число ускорителей может изменяться от четырех до
восьми. Во втором проекте вместо твердотопливных ускори-
телей предполагается использовать жидкостные с анало-
гичным первому варианту принципом формирования PH различ-
ной грузоподъемности, В третьем проекте рассматривается
многоразовая I ступень крылатой схемы. При этом в случае
выведения полезной нагрузки на орбиту с небольшим нак-
лонением предполагается использование одного крылатого
блока, а при выведении на полярную орбиту - двух.
Уже в рамках второго этапа предусматривалось начать
создание новых ЖРД, в связи с чем были выданы контракты
на проработку отдельных агрегатов (камеры сгорания, тур-
бонасосных агрегатов и др.). Следует отметить, что созда-
ние стендовой базы для отработки двигателей, а также орга-
низация научно-исследовательских работ по их созданию в
рамках обшей программы ALS, финансируемой министерством
обороны США, возложены на NASA. Планируемые затраты
на создание двигательной установки должны составить око-
ло 60% от общих затрат на 1987-1992 гг.
128
1240
Согласно прогнозу военного ведомства, в случае утверж-
дения программы ALS в 1990 финансовом году расходы
на эскизное проектирование и разработку технологии носи-
теля должны составить в период 1990-94 финансовых го-
дов ~ 4 млрд. долл. Расходы по годам распределятся сле-
дующим образом: 1992 г. - 251 млн. долл., 1993 г. -
1,129 млрд. долл, и 1994 г. - 2,315 млрд. доли. Эти циф-
ры являются предварительными и чисто оценочными, посколь-
ку рассмотрение программы управлением закупок министер-
ства обороны состоится лишь в марте 1990 г. Предваритель-
ные оценки стоимости программы проводились для следующих
условий: первый запуск в 1998 г., ввод носителя ALS в
эксплуатацию в 2000 г., частота запусков от шести до деся-
ти в год и стоимость выведения ПН ~ 6 70 доли, за 1 кг
массы.
3.8, Программа создания
воздушно-космического аппарата NASP . '
С 1982 г. в США по программе NASP (National Aerospace
Plane ) ведутся широкомасштабные работы в области соз-
дания перспективных многоразовых ВКА с различными вари-
антами старта. Находящийся в эксплуатации ТКА Space
Shuttle не решает всех проблем по обеспечению постоянного
контроля в околоземном космическом пространстве. Програм-
ма NASP призвана решить проблему создания военных косми-
ческих самолетов и гиперзвуковых транспортных самолетов
гражданского назначения с уменьшенной до 50-100 долсл./кг
удельной стоимостью выведения полезной нагрузки на низкие
околоземные орбиты (102, ЮЗ].
На первом этапе, до 1985 г., организациями NASA и
DARPA при участии промышленных фирм и научно-исследо-
вательских центров анализировались оптимальные концепции
ВКА, причем из 14 вариантов 6 были рекомендованы для
дальнейшего изучения в соответствии с тактико-технически-
ми требованиями авиационного и космического командования
ВВС США. Среди основных требований, предъявляемых к
ВКА по программе NASP, можно выделить: запуск в любом
направлении; всепогодность применения; выведение на орби-
ту и возвращение на Землю полезной нагрузки массой до
2,3 т; возможность выведения полезной нагрузки на полярную
орбиту высотой до 300 км; выполнение суточного орбиталь-
ного попета с двумя космонавтами на борту; ведение косми-
17-1
129
ческой разведки; боковая дальность при спуске в атмосфе-
ре до 2000 км; штатная предстартовая подготовка в тече-
ние нескольких часов; рабочий ресурс до 500 полетов; вы-
полнение посадки на взлетно-посадочную полосу длиной
3 км; обеспечение инспекции и обслуживания ИСЗ в орби-
тальном полете; безопасный полет над населенными района-
ми; небольшая стоимость жизненного цикла.
В ходе анализа в качестве основной была выбрана кон-
цепция одноступенчатого ВКА с горизонтальным стартом и
посадкой, оснащенного двигателями на водороде и совер-
шающего полеты в диапазоне чисел М “ 12-30 и высотах
30-110 км.
В настоящее время работы по ВКА NASP находятся на
втором этапе, в ходе которого предусматривается опреде-
ление компоновки аппарата, разработка технического проек-
та, изготовление и испытания некоторых бортовых систем и
агрегатов, оценка степени технического риска, составление
графика работ и финансирования. Основной упор делается на
создание летного экспериментального аппарата к началу
90-х годов, постройку и испытания модульной интегральной
двигательной установки на условия работы при числе М =8.
С помощью экспериментального аппарата предполагается
отработать технику гиперзвукового полета и выхода на низ-
кую околоземную орбиту. Второй этап работ должен завер-
шиться изготовлением демонстрационного образца перспек-
тивного одноступенчатого ВКА, получившего обозначение
Х-30.
С апреля 19 86 г. 7 ведущих фирм США: Boeing, Gene-
ral Dynamics, Lockheed, Me Donnell Douglas, Rockwell, Pratt-
Whitney и Aerojet получили контракты от министерства обо-
роны США на общую сумму 450 млн. долл, для проведения 42-
месячных работ по проекту NASP. Контракты охватывают
работы по двигательной установке и планеру, элементам
несущей конструкции ВКА с активным охлаждением, прибор-
ному оборудованию для наземных стендов, разработке мате-
матического обеспечения и формированию банка эксперимен-
тальных данных. На третьем этапе работ будет рассмотрен
вопрос о возможности постройки гиперзвукового транспорт-
ного самолета с большой продолжительностью полета.
В ходе реализации программы NASP перед разработчика-
ми стоят 3 основные технические задачи: разработка комби-
нированной двигательной установки, объединяющей прямоточ-
ный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД) и гиперзвуко-
130
1240
вой ПВРД, работающие на водороде; создание высокопрочных
сверхлегких материалов и конструкций для условий работы
при сверхвысоких температурах; разработка методов вычис-
лительной газодинамики с оценкой их достоверности.
В настоящее время среди специалистов США существуют
различные мнения по целям, стоимости разработки и срокам
реализации программы NASP. Разработка ВКА для разведы-
вательных полетов будет особенно трудной задачей, посколь-
ку компоновка кинофотоаппаратуры внутри фюзеляжа ослож-
нит и без того трудные проблемы создания теплозащиты и
обеспечения требуемой аэродинамики. Предполагается, что
разведывательные возможности ВКА NASP будут промежу-
точными между возможностями самолета SR-71 и ИСЗ
КН .11.
Проблематично использование ВКА NASP в стратегических
наступательных операциях по доставке ядерного оружия к
цели, поскольку по критерию "стоимость - эффективность"
МБР MX с десятью боеголовками более чем на порядок пред-
почтительнее ВКА NASP. Более реально использование ВКА
NASP как противоспутникового оружия. Оставаясь необна-
руженным, ВКА сможет нейтрализовать выбранные космичес-
кие средства противника либо посредством пуска иглообраз-
ных снарядов по РЛС слежения и управления огнем против-
ника для выведения из строя их антенн, либо путем исполь-
зования лазеров небольшой мощности для ослепления борто-
вых датчиков ИСЗ.
Ключевым элементом программы NASP будет разработка,
изготовление и летные испытания экспериментального ВКА
X -30. Создание этого аппарата должно продемонстрировать
возможность выведения одноступенчатого ВКА на орбиту и
обеспечить к 2000 г. сдачу в эксплуатацию ВКА с горизон-
тальным стартом и посадкой как одного из основных компо-
нентов эшелонированной системы противоракетной обороны
с элементами космического базирования (102].
Для реализации проекта NASP министерство обороны
США и NASA сформировали объединенную организацию по
Управлению проводимыми работами. В работах будет задейст-
вовано свыше 3000 человек из 15 университетов, 45 про-
мышленных фирм, 24 государственных организаций.
Экспериментальный ВКА X -30 будет способен выходить
на орбиту, а также совершать гиперзвуковой крейсерский
полет в атмосфере. Планируется построить 2 образца ВКА
X *-30, которые не будут являться прототипами будущих ВКА.
17-2
131
Рис. 40. Зависимость ширины коридора полетов КС
Space Shuttle и ВКА NASP от скорости полета: 1 -
траектория выведения ТКА Space Shuttle; 2 - траек-
тория спуска КС Space Shuttle; 3 - коридор высот
полета ВКА NASP ; 4 — коридор высот полета ВКА
с ВРД
Как видно из рис. 40, условия полета ВКА X -30 будут
существенно отличаться от траекторий полета КС Space
Shuttle. Из-за того, что X —30 будет достигать гораздо
больших скоростей на значительно меньших высотах по срав-
нению с КС Space Shuttle, на него будут воздействовать
значительно более высокие скоростные напоры и тепловые
нагрузки. Коридор траекторий полета ВКА с ВРД, показан-
ный на рис. 40, слева ограничен условиями горения в каме-
ре сгорания, справа - условиями прочности конструкции.
Для полетов в указанном коридоре исследуются 4 основ-
ные конфигурации ВКА NASP, приведенные на рис. 41: 1)
базовая компоновка крылатого аппарата с подфюзеляжной
двигательной установкой; 2) несущий корпус чечевицеобраз-
ной формы с зализами и подфюзеляжной двигательной уста-
новкой; 3) несущий корпус конической формы; 4) комбини-
рованная форма фюзеляжа с изолированными полями обтека-
ния. Каждый из вариантов имеет свои преимущества и не-
достатки. Наиболее вероятной представляется концепция
ВКА X -30, представленная на рис. 42, где одновременно
приведено распределение температур на различных участках
поверхности ВКА.
132 ..
Рис. 41. Перспективные конфигурации ВКА NASP
Выбор внешнего облика ВКА X -30 зависит от компро-
мйссного удовлетворения ряда требований, среди которых
необходимо отметить обеспечение минимального лобового
сопротивления при полете ВКА с работающим ГПВРД, а так-
же снижение величины аэродинамического нагрева при вхо-
де ВКА в атмосферу в период спуска с орбиты. Показанная
на рис. 42 аэродинамическая схема ВКА с минимальной пло-
щадью крыла при несколько больших по сравнению с КС
Space Shuttle тепловых потоках улучшает гиперзвуковое
аэродинамическое качество аппарата до 4,0. Под нижней
частью фюзеляжа предполагается разместить модульную дви-
гательную установку из нескольких ГПВРД. Часть нижней
передней поверхности фюзеляжа будет обеспечивать предвари-
тельное торможение набегающего потока перед входом в ДУ,
а хвостовая часть фюзеляжа сможет выполнять функции соп-
ла. Подъемная сила будет создаваться за счет повышенного давле-
ния вдоль всей нижней поверхности фюзеляжа. Для ВКА мас-
сой 90,7 т при длине корпуса 30,5 м подъемная сила перед-
ней части фюзеляжа может достичь 400 кН, а задней —
420 кН.
В отличие от теплозащитного покрытия КС Space Shut—
4е для ВКА NASP предполагается использовать жаро-
прочную конструкцию с активным охлаждением наиболее нап-
Ряженных участков. Наиболее подходящими считаются компо-
зиционные материалы с металлической матрицей, в качест-
ве которой используется титан, армированный волокном
tl04]. Среди новых металлических сплавов, рекомендуемых
к применению в конструкции ВКА следует отметить алюми—
Ниды титана. Внешняя конструкция аппарата будет отделена
133
Рис. 42. Компоновочная схема ВКА Х-30: 1 - носовая
часть; 2 - кабина экипажа; 3 - отсек для пассажиров;
4 - грузовой отсек; 5 - баки с жидким водородом; 6 -
передние кромки крыла и киля; 7 - киль; 8 - управляю-
щие аэродинамические поверхности; 9 - комбинированный
воздухозаборник и модульная ДУ; 10 - крыло; 11 -
теплозащитное покрытие нижней поверхности фюзеляжа
от внутренней, где будут размещаться отсеки полезной наг-
рузки, экипажа и топливные баки. Для повышения стойкости
к динамическим и тепловым нагрузкам обшивка будет выпол-
нена в виде небольших секций с металлическими уплотнения-
ми. Передача тепловых потоков от внешних нагретых участ-
ков поверхности к охлаждающему горючему будет осущест-
вляться с помощью теплообменников.
Возможность реализации программы NASP во многом
зависит от двигателей. Вся нижняя часть планера аппарата
будет своеобразным продолжением воздухозаборника и сопла
ДУ. Предпочтительным вариантом ДУ для обеспечения гипер-
звукового полета считается ГПВРД. По мнению специалисте»
NASA, ни одна из обычных ДУ не может эффективно рабо-
тать с момента взлета ВКА NASP до скорости гипер-
звукового крейсерского полета. В качестве комбинированной
ДУ рассматриваются несколько вариантов: объединенная ДУ
из двигателей с независимыми рабочими циклами (например,
ТРД-ПВРД или ТРД-ГПВРД); ДУ из двух и более типов
цРД с комбинированным рабочим циклом (например, турбо-
ракетный прямоточный двигатель ATR ); гибридная ДУ,
включающая ВРД и ЖРД с комбинированным рабочим циклом.
Предполагается, что высокая эффективность ВКА NASP
по сравнению с эксплуатирующимися ТКА и PH будет обес-
печена экономичностью ВРД на этапе атмосферного полета.
Так, при скоростях полета, соответствующих числу М = 4,
эффективность ГПВРД по бортовому расходу топлива превы-
шает эффективность ЖРД в 8 раз, а при М = 12 - в 3 ра-
за. При почти орбитальных скоростях возможен переход с
режима ГПВРД на режим ЖРД. В частности, в разработках
DARPA рассматривается возможность использования на
последнем этапе выведения ВКА NASP на орбиту кислород-
но-водородного ЖРД RL-10.
Компоновочная схема одного из вариантов объединенного
ПВРД - ГПВРД представлена на рис. 43 [105].
В концепциях ГПВРД NASA и DARPA предусматривает-
ся применение жидкого водорода из-за хороших теплотворных
свойств, высокого удельного импульса, высокой скорости го-
рения. В зависимости от температуры и давления время за-
держки зажигания водорода составляет 1 мс, в то время как,
например, для углеводородных топлив эта величина превыша-
ет 10 мс. Жидкий водород до подачи в камеру сгорания
можно использовать для охлаждения двигателя, внешней об-
шивки и других элементов конструкции. Для уменьшения вре-
мени смешивания в камере сгорания ГПВРД будет применять-
ся новый способ впрыска горючего через форсунки не с коль-
цевым расположением, а через форсунки на стойках, предназ-
наченных для разделения воздушного потока в двигателе.
Конструкция жаропрочных стоек является одной из наиболее
сложных проблем при разработке конструкции ДУ. Наряду с
воздействием нагрузок от скачков уплотнения стойки нагру-
жаются большими тепловыми нагрузками (перепад температур
°т -190 С внутри стоек до 930 С снаружи). В настоящее
время по программе многомодульного ГПВРД продолжается
Изучение процессов горения, методов расчета влияния геоме'г-
Рии модулей и оценки результатов испытаний, а также проб-
лем, связанных с тепловыми и прочностными расчетами уст-
ройства впрыска горючего в камеру сгорания. Изготовляется
макет этого устройства с расчетной массой натурного об—
Рвзца, который будет использоваться для проверки расчетных
Характеристик в ходе летных испытаний.
134
135
Рис. 43. Вариант компоновки ГПВРД на ВКА NASP :
1 - скачок уплотнения; 2 - сжатие потока в скачке
уплотнения; 3 - интегральная компоновка передней
части фюзеляжа и воздухозаборника; 4 - интегральная
компоновка хвостовой части фюзеляжа и сопла; 5 -
вектор тяги
Вторым перспективным вариантом двигателя для ВКА
NASP является турборакетный прямоточный двигатель ATR
разработки фирмы Aerojet [105]. Двигатель ATR может
обеспечить самостоятельный разгон ВКА и выполнение попе-
та в широком диапазоне летных режимов от дозвуковых до
гиперзвуковых скоростей. Он характеризуется высоким от-
ношением тяги к массе, высоким удельным импульсом и
может работать на твердых, жидких и газообразных топли-
вах. Один из вариантов двигателя ATR со встроенным
ЖРД для одноступенчатых ВКА NASP военного назначения
показан на рис. 44 [ 105].
С 1986 г. начата реализация демонстрационной програм-
мы по проверке расчетных характеристик двигателя во всем
диапазоне летных режимов ВКА NASP . Испытания проводят-
ся с использованием как масштабных моделей, так и натур-
ных макетов с расчетной массой штатного двигателя. При
работе в диапазоне чисел М - 0-5 двигатель ATR по от-
ношению тяги к площади миделевого сечения и тяги к массе
превосходит все существующие ВРД, включая турбореактив-
ные с форсажной камерой, что хорошо видно из рис. 45 и
46. Двигатель ATR относится к числу двигателей с высо-
кими летными характеристиками и малым риском разработка
что объясняется использованием в его конструкции компонеН'
тов и систем из аналогичных по габаритам штатных двига-
телей. Е.
В двигателе ATR используется термодинамический цикл
Брайтона, однако в отличие от традиционных турбореактивный
двигателей турбина приводится в действие горячим газом
136
44. Турборакетный прямоточный двигатель ATR:1 - ТРД; 2 - ЖРД; 3 — ПВРД
Рис. 45. Зависимость отношения тяги к весу различ-.
ных типов ракетных двигателей от условий полета
ВКА: 1 - двигатель ATR ; 2 - ПВРД; 3 - ТРД с
форсажной камерой; 4 - ТРД без форсажной камеры;
5 - поршневой двигатель
Рис. 46. Зависимость удельного импульса двигателей
ATR (на уровне моря) от условий полета ВКА: 1 -
двигатель ATR на жидком водороде; 2 - ТРД на топ-
ливе JP- 4; 3 - ТРД на жидком водороде; 4 - дви-
гатель ATR на жидком кислороде и жидком водороде;
5 - двигатель ATR на твердом топливе; 6 - кисло-
родно- водородный ЖРД
высокого давления с избытком горючего, причем этот газ
образуется в отдельном газогенераторе, а не отбирается
из камеры сгорания. Температура газа из штатного газоге-
нератора на однокомпонентном топливе не превышает 930-
980 С, что облегчает работу турбины.
138
1240
Согласно предполагаемой циклограмме работы в составе
g«A NASP с момента старта до достижения скорости, соот-
ветствующей числу М - 6, двигатель ATR будет работать
в смешанном режиме. На этом участке полета большую
часть тяги создает ЖРД, а ВРД обеспечит функции вспомо-
гательного двигателя. При скоростях, соответствующих чис-
лам М = 6-16 основную тягу обеспечит ВРД, а ЖРД про-
должит работу в качестве дополнительного двигателя. Даль-
нейший разгон до орбитальной скорости произойдет при
помощи ЖРД,
Наконец, еще одной принципиальной проблемой в ходе реа-
лизации программы NASPявляется обеспечение расчетов,
на основе которых будет создаваться конструкция ВКА. Пос-
кольку параметры продувок в аэродинамических трубах для
режимов полета ВКА NASP очень противоречивы, а данных
летных испытаний практически нет, то расчетные оценки бу-
дут иметь важное значение в успехе всей программы. Для
расчетов предполагается использовать комплекс математи-
ческих программ, реализующих численные методы газодина-
мики. По мере расширения области летных испытаний рас-
четные модели будут корректироваться в соответствии с ре-
зультатами экспериментов.
. Все указанное диктует необходимость тщательной после-
довательной подготовки к испытательным полетам, планируе-
мым на 1995 г. Е106]. В отличие от ТКА Space Shuttle
переход к каждому очередному испытанию ВКА X -30 станет
возможным только в ходе постепенного расширения области
летных режимов и оценки полученных результатов. Для га-
рантии правильной работы бортовых систем начальные ис-
пытания ВКА X -30 будут проведены на испытательном
полигоне авиабазы ВВС США Эдвардс. Предусмотрен этап
посадки с неработающими двигателями на посадочную полосу
авиабазы Эдвардс в целях предварительного визуального
осмотра возможных тепловых повреждений двигателя. В пос-
ледующем для возвращения ВКА к месту посадки будет ис-
пользован повторный запуск двигателя, при этом для посадки
Разрешено использовать любые военные и гражданские аэро-
дромы с длиной взлетно-посадочной полосы свыше 3,5 км.
Параллельно с созданием военного варианта специалисты
научно-исследовательского центра им. Лэнгли рассматривают
возможность создания в рамках программы NASP до
2000 г. гиперзвукового транспортного самолета (ГТС) на
300-500 пассажиров Orient Express L на дальность полета
18-2 139
до 1200 км [102] . При выборе оптимального варианта
ГТС учитывалась эксплуатационная эффективность воздуш-
ных перевозок, стоимость и время разработки, экологические
последствия эксплуатации.
Исходя из требований экологии (воздействие звукового
давления на районы по трассе полета, взаимодействие струи
газов из двигателей с озонным слоем в атмосфере ) пред-
почтительны ГТС с высотой крейсерского полета около
30 км. Интересно сравнить ряд характеристик ГТС, спроек-
тированных под различные скорости крейсерского полета,
приведенных в табл. 22, для дальности полета ГТС 12000км.
Таблица 22
Сравнительные характеристики ГТС
Характеристики Скорость полета
М= 2,2 М = 5,0 М = 5,5
Топливо JP -4 метан водород
Время полета, ч 5,02 2,38 2,33
Общий объем, м 1276 - 821 1970
Аэродинамическое качество 10 9,1 8
Расчетный удельный импульс, Н«с/кг г 23200 18600 28600
Крейсерская скорость, км/ч 2350 ' 5450 5990
Отношение взлётной массы к массе пустого снаряженно- . го ГТС 2,48 1,74 1,45
Масса пустого ГТС, т 108,54 108,86 138,35
Масса пустого снаряженного ГТС, т 137,17 138,35 167,85
Масса горючего, т 203,03 102,05 75,75
Взлетная масса, т ? > 340,2 240,4 243,6
Хорошо просматриваются преимущества ГТС с двигателем
ATR, работающим на жидком метане, при скорости крейсерс-
кого полета, соответствующей числу М =« 5,0. Однако в целях
140
унификации конструктивных решений военного ВКАNASP и
рТС Orient Express возможно использование единого двига-
теля на водородном топливе.
3.9. Программы создания коммерческих ракет-носителей
Образование рынка коммерческих ИСЗ и определенные слож-
ности по обеспечению их запуска с использованием транс-
портных космических средств, принадлежащих NASA или
министерству обороны, инициировали разработку PH частными
фирмами США. Этому способствовало также активное освое-
ние коммерческого рынка другими странами, обладателями
собственных PH, в первую очередь странами Западной Евро-
пы, создавших для реализации космических коммерческих
программ организацию Arianespace. Условия, на которых
эта организация предлагает обеспечение запусков ИСЗ с ис-
пользованием PH Ariane, привлекает внимание многих не
только частных, но и государственных организаций различных
страц. Этому способствует сравнительно малая стоимость
запуска объекта на геостационарную орбиту, объявленная
Arianespace (42,5 млн. долл), по сравнению с ценами,
объявленными NASA и американскими фирмами-изготовите-
лями одноразовых PH. Поэтому ряд частных американских
фирм (American Rocket - Amroc, Space Services - SSI, Pacific
American Launcher Systems ) разрабатывают небольшие PH
малой грузоподъемности с малой удельной стоимостью выве-
дения [107] . 'Эти фирмы рассчитывают завоевать коммерчес-
кий рынок созданием PH, обеспечивающих запуск ИСЗ массой
от 200 до 2000 кг, которые создаются в рамках различных
исследовательских программ, в том числе и министерства
обороны, а их запуск с помощью существующих PH и ТКА
Space Shuttle, имеющих существенно большую грузоподъем-
ность, является экономически нецелесообразным.
Характерными в этом смысле являются проекты PH Co-
nestoga фирмы Space Services, PH ILV фирмы Ameri-
can Rocket, ph Liberty фирмы Pacific American Launcher
Systems, ph Pegasus фирм Orbital Science Co. и
denies Aerospace Co. Ниже рассмотрены основные особен-
ности этих PH.
PH Conestoga [24, 107, 108] - четырехступенчатая PH
с РДТТ на всех ступенях, вначале (1983 г.) предназнача-
лась для выведения на низкие околоземные орбиты коммер-
ческих ИСЗ. Однако в последние годы к ней проявили интерес
141
Рис. 47. Семейство PH Conestoga: а - PH
Conestoga IA; б - PH Conestoga II; в - PH
Conestoga IV
и фирмы, ведущие исследования по программе СОИ. Пер-
вый вариант этой PH - Conestoga I - после 5 лет отра-
ботки так и не вышел на этап эксплуатационных полетов.
Был осуществлен (9 сентября 1982 г.) только демонстра-
ционный полет. Тем не менее, на. её базе с учетом опыта,
накопленного в процессе экспериментальных исследований,
ведутся разработки PH Conestoga II (рис. 47) [109] ,
в рамках которых была успешно запущена 29 марта 1989 г.
двухступенчатая твердотопливная ракета Starfire I CllOl.
В качестве I и II ступеней в этой PH используются
РДТТ Castor—4В два на I ступени и один на II ступе-
ни (длина 8,85 м, диаметр 1,14 м, общая масса 14,2 т,
масса топлива 12,6 т, средняя тяга РДТТ I ступени 548кЯ
время горения 64 с). I и II ступени работают последова-
тельно, хотя по компоновочной и конструктивно-силовой
схемам они выполнены в виде пакета - в центре РДТТ
142
П ступени и по бокам 2РДТТ I ступени [24,111]. Осно-
вой П1 и IV ступеней являются РДТТ Star —48 и Star -
37 соответственно. Характеристики грузоподъемности PH
Conestoga II при старте с космодрома Ванденберг и ракет-
ного полигона на о. Уоллопс приведены ниже [112 1
Высота рабочей орбиты
320 км
1200 км
Ванденберг Уоллопс
680 кг J 900 кг
340 кг 400 кг
В рамках программы СОИ планировалось использовать
упрощенный вариант - Conestoga IA - без ускорителей I
ступени (см. рис. 47), который сможет выводить на низкую
околоземную орбиту полезную нагрузку массой 350 кг
[11Я].
Рассматривается также проект модификации этой PH -
Conestoga IV (см. рис. 47, в) с шестью ускорителями
I ступени, которая при старте с космодрома Ванденберг
будет выводить на орбиту высотой 320 км полезную нагруз-
ку массой 1100 кг, на солнечно-синхронную орбиту высотой
1200 км - 540 кг, а при старте с полигона Уоллопс -
соответственно 1800 и 1000 кг.
При грузоподъемности, втрое превышающей грузоподъем-
ность PH Scout, стоимость запуска этой PH составит около
10 млн. долл. [112], что практически равно стоимости за-
пуска PH Scout.
PH ILV I , [ 23. 107, 113] является характерным
примером снижения затрат на запуск путем максимального
использования на всех ступенях PH унифицированных агрега-
тов (двигателей,топливных баков и т.д.), увеличения массо-
вой отдачи за счет многоступенчатой схемы с модульным
построением, т.е. ступени формируются набором одинаковых
По размеру модулей с гибридными двигателями (окислитель
кислород и твердое горючее - полибутадиеновый каучук),
ориентации в целом во всех решениях по конструкции и эк-
спцуатации на текущий уровень технологии и простые хорошо
°тработанные узлы и агрегаты.
PH ILV I в первом своем варианте - четырехступенчатая
с последовательной работой ступеней и пакетной схемой
соединения унифицированных модулей (рис. 48) [23] . Все
Гибридные двигательные блоки модулей на всех ступенях идею-
143
Рис. 48. Конфигурация PH ILVI (римскими цифрами
указаны номера ступеней)
тичны, различна лишь степень расширения сопл, которая уве-
личивается от ступени к ступени (начиная с первой). Иден-
тичны конструктивно-компоновочные решения и модулей в
целом на всех ступенях, кроме первой. Если на I ступени
для всех двигательных блоков, содержащих твердое горючее
с сопловым аппаратом, имеется общий бак с окислителем
(кислородом), то на остальных ступенях в каждом модуле
содержится свой кислородный бак. Такое решение позволило
144
существенно сократить число криогенных баков, и таким об-
разом» упростить и облегчить конструкцию PH в целом.
Основные энергомассовые характеристики модуля следую-
щие.
Масса окислителя (кислород), т 3,6
Масса твердого горючего (поли-
бутадиеновый каучук), т 1,36
Тяга, кН
на уровне моря 149,1
в пустоте 186,4
Удельный импульс в пустоте,
Н*с/кг 3000
Заряд горючего имеет продольные каналы, по которым
поступающий сверху кислород распространяется по всей дли-
не, чем обеспечивается равномерное горение. Система пода-
чи кислорода вытеснительная. Для дросселирования тяги из-
меняется подача кислорода. Выключение двигателя происходит
при прекращении подачи кислорода.
При выборе гибридных двигателей для PH ILV I учитыва-
лось, что по сравнению с РДТТ, кроме более высокого удель-
ного импульса, они обладают большей безопасностью, так
как в случае аварийной ситуации двигатель легко выключает-
ся отсечкой кислорода и легко дросселируется в широком диа-
пазоне тяг. По сравнению с ЖРД эти двигатели более прос-
ты и дешевы. По удельным массовым характеристикам они
уступают, однако, и РДТТ, и ЖРД.
Как видно из рис. 48, на I ступени имеются 12 двига-
тельных блоков, содержащих только твердое топливо и сопло-
вой аппарат, а также один (общий) бак с кислородом, на II
ступени имеются 4 модуля, каждый из' которых содержит
Двигательный блок, идентичный блокам I ступени, и собст-
венный кислородный бак, на III ступени таких модулей два,
а на IV ступени - один. Характеристики грузоподъемности
PH ILV I в этом варианте следующие [23]. Космодром им, Кеннеди Космодром Вайденберг
Параметры орбиты Н (200км, Н «1000 км, Ь =200 км, Н =1000 км, i =28,5 i =28,5° i = 90° i =90
Масса ПН, кг 18-1 1800 1400 1350 1025 145
Рис. 49. Современная версия PH ILV
В последующем варианте PH ILV I при
таком же компоновочном построении предло-
жено изменить число модулей на всех ступе-
нях, кроме первой. И если в исходном вариан-
те эта схема представлялась как 12-4-2-1,
то в новом варианте она выглядит как
12-6-3-1 (рис. 49) [109], что позволит
несколько увеличить ее грузоподъемность.
Первый коммерческий запуск PH ILV I
(во втором ее варианте) планировался на
1989 г., а перед ним предусматривалась се-
рия экспериментальных запусков PH с мень-
шим числом модулей. В частности, на 1988г.
планировался запуск одиночного модуля тягой
310 кН, в процессе которого по программе
СОИ на баллистическую траекторию (с макси-
мальной высотой 60 км) предполагалось вы-
вести полезную нагрузку массой около 100 кг
[107, 109]. Кроме того, планировался на
более поздний срок запуск трехмодульного ва-
рианта (с массой полезной нагрузки при выве-
дении на низкую орбиту 225 кг), к которому
проявляет интерес NASA для реализации прог-
раммы Small Explorer. Для осуществления
этих запусков предполагается использовать
старый стартовый комплекс PH Atlas на кос-
модроме Ванденберг. В апреле 1988 г. в
астронавтической лаборатории ВВС США прошел
испытания одиночный двигательный блок [107],
1989 г. проведены полномасштабные огневые испытания
двигателя тягой 334 кН (корпус двигателя графитоэпоксид-
ный, изготовлен фирмой Addax ) [114].
В варианте с 22 модулями (12-6-3-1) стоимость за-
пуска PH ILV I оценивается величиной 5-8 млн. долл.
[107] , что может оказаться вполне приемлемым вариантом
для многих частных и государственных фирм-разработчиков
ИСЗ.
По, данным [ 115], PH ILV присвоено другое название -
Koopman Express в честь основателя фирмы American Roc-
ket. Первый орбитальный полет PH планируется

U-h-fcHJtur
огневые
а в июле
146
Рис. 50. Варианты PH Liberty
на 1990 г. В 1989 г. предполагалось осуществить 2 субор-
битальных полета.
PH Liberty [ 8. 107, 116] было решено создавать
после катастрофы ТКА Space Shuttle в 19 86 г. в пред-
положении, что растущий рынок коммерческих ИСЗ потребу-
ет расширения парка транспортных средств. Фирма Pacific
0 American Launcher Systems, разработчик этой PH, с самого
V начала ориентируется на создание как можно более дешевой
PH путем использования простых, уже существующих, отра-
ботанных агрегатов, а также путем максимального упрощения
ее обслуживания в процессе эксплуатации. Проект первого
19-2 147
варианта этой PH (рис. 50а ) базировался на имеющихся
в NASA ЖРД PH Saturn V (7 ЖРД F -1 и 10 ЖРД J -2]
и из-за небольшого их числа предполагалось многократ-
ное использование обеих ступеней (I ступень, проектируе-
мая на базе ЖРД F 1, и II ступень на базе ЖРД J 2
должны были приводняться). В этом варианте предполага-
лось, что масса полезной нагрузки при выведении на низ-
кую околоземную орбиту будет составлять приблизительно
18 т.
Однако по некоторым причинам [116] фирме пришлось
отказаться от использования в своем проекте упомянутых
ЖРД от PH Saturn. Проект был пересмотрен и было при-
нято решение о создании новых двигателей для обеих сту-
пеней при уменьшении стартовой массы и соответственно
массы полезной нагрузки.
В следующем варианте (см. рис. 50,6) f 81 , рассчитан-
ном на выведение на низкую околоземную орбиту полезной
нагрузки массой до 7 т, а на переходную к геостационар-
ной - до 2,3 т, предполагалось использование тех же ком-
понентов топлива (кислород и керосин на I ступени, кисло-
род и водород на И ступени), но на обеих ступенях приме-
нить вытеснительную систему подачи. Давление наддува в
баках I ступени при этом должно было составить 2,17
МПа, а в баках II ступени - 1,04 МПа, давление в каме-
ре сгорания - соответственно 1,72 и 0,83 МПа. Это реше-
ние обеспечивало удельный импульс на I ступени 2256,3
Н*с/кг на уровне моря и 2648,7 Н’с/кг в пустоте, а на
II ступени 4120,2 Н‘с/кг в пустоте. Массовая отдача PH
в этом варианте составляла около 2,5%, что почти вдвое
меньше, чем для PH Saturn V. Однако следует отметить,
что разработчики и не стремились к высокой массовой от-
даче, их целью было максимально возможное уменьшение
стоимости запуска. По проектным оценкам стоимость запус-
ка PH должна была составлять примерно 25 млн. долл., а
следовательно, эта PH могла успешно конкурировать с аме-
риканскими PH подобного класса (например, PH Atlas )
и с западноевропейской PH Ariane.
Основным недостатком проекта является необходимость
разработки двух новых ЖРД (для обеих ступеней) [1161 ,
что инициировало пересмотр этого варианта. В новом вари-
анте на II ступени предусматривается использовать 6 ХРД
RL -10, хорошо зарекомендовавших себя при работе в соста-
ве ступени Centaur, PH Atlas и др. На I ступени в но-
148
вом варианте (см. рис. 49, в) в составе двигательной уста-
новки предполагается использовать не один ЖРД, как в пре-
дыдущем варианте, а семь. Основные массовые характерис-
тики PH Liberty II (под таким названием она представлена
в публикациях [ 8, 116 ]) следующие.
Стартовая масса, т
Масса выводимой ПН, т
на низкую околоземную орбиту
на переходную к геостационарной
орбиту
Относительная масса ПН (на низкую
околоземную орбиту)
291
6,81
1,81-2,27
0,0234
Ниже приведены основные параметры ступеней этой PH.
I ступень (с вытеснитель- ной подачей тогъ- лива) II ступень (с турбонасосной подачей топлива)
Компоненты топлива кислород+керосин кислоро д+водоро д
Масса заправленной ступени, т 233,8 > 50,4
Масса топлива, т 204,3 45,4
Соотношение компонен- тов 2,4:1 5:1
Давление в топливных баках, МПа 2,17 —
Тяга ДУ, кН '3859 438,0
Давление в камере сго- рания, МПа 1,72 2,74
Удельный импульс, Н’с/кг на уровне моря в пустоте 2256,3 2648,7 4365,0
149
Рис. 51. Варианты размещения полезной нагрузки под
головным обтекателем PH Liberty
Для управления полетом на I ступени предполагается ис-
пользование маршевых ЖРД (шесть из них, кроме централь-
ного, в карданном подвесе), а на II ступени - вспомогатель-
ных газоструйных двигателей.
При разработке отсека полезной нагрузки предусматрива-
лась возможность установки под головным обтекателем кос-
мических объектов классов, подобных предназначенным к
выведению с помощью ТКА Space Shuttle, PH Ariane и др.,
что обеспечит, по мнению разработчиков, конкурентоспособ-
ность PH Liberty II. На рис. 51 представлены обводы трех
головных обтекателей PH Liberty II, первый из которых
(короткий) приспособлен для выведения ИСЗ HS 376,
ВС А 400, Navstar, второй (удлиненный) соответствует об-
водам головного обтекателя PH Ariane IV., а третей приспо-
соблен для космических объектов, ориентированных на выве-
дение в грузовом отсеке ТКА Space Shuttle.
Стоимость разработки PH Liberty II оценивается в
50 млн. долл. Предполагается, что в начальной фазе эксплу-
атации возможно изготовление и обеспечение запуска шести
PH в год. Стоимость запуска при этом составит приблизи-
тельно 25 млн. долл. [116]. Первый запуск PH планировал-
150
Ся на 1989 г., а основной период эксплуатации - на 90-е
годы.
К 1988 г. концепция создания PH Liberty кардинально
изменилась [117]. Усилия фирмы Pacific American Launcher
Systems были переориентированы на быстрое создание ма-
лой PH грузоподъемностью на низкую околоземную орбиту
всего 225-1600 кг при стоимости запуска 2-4 млн. долл.
К концу 1988 г. были готовы макеты I ступени PH Liber-
ty IA. В отличие ст ранее исследуемых вариантов дан-
ная PH будет иметь кислородно-керосиновые двигатели на
обеих ступенях. В качестве рабочего тела вытеснительной
системы подачи топлива будет применен подогретый гелий.
Охлаждение двигателей обеих ступеней - абляционное. На I
и II ступенях управление будет производиться путем от-
клонения основного двигателя в двухстепенном карданном
подвесе с помощью двух гидравлических приводов. Управле-
ние по каналу крена будет осуществляться дополнительными
двигателями, работающими на холодном газе.
Для PH Liberty IA выбрана система управления с мик-
ропроцессором 80286/80287. Интересно решаются проблемы
разделения и увода отработавшей I ступени, а также точ-
ного выведения полезной нагрузки на рабочую орбиту. Так,
промежуточный отсек между I и II ступенями (рис. 52)
выполнен герметическим и перед стартом PH наддувается
гелием с давлением 183,5 кПа. При разделении ступеней
сжатый газ способствует быстрому и надежному уводу блока
I ступени. На II ступени после отключения основного дви-
гателя окончательное довыведение полезной нагрузки предпо-
лагается производить с помощью 12 управляющих двигателей,
работающих на холодном гелии, имеющих тягу по 4,45 Н
каждый. Те же управляющие двигатели используются и для
увода отработавшего блока II ступени в плотные слои атмос-
феры.
Старт PH Liberty IA будет производиться с упрощен-
ного стартового стола, монтаж которого может осуществлять-
ся за 2 сут до предполагаемого запуска. Дальнейшее нара-
щивание летно-технических характеристик PH Liberty
будет производиться двумя путями. Увеличение грузоподъем-
ности до 1600 кг будет реализовано путем установки допол-
нительных ускорителей (от двух до шести), по конструкции
аналогичных ракетному блоку I ступени. Для полетов на гео-
стационарную и высокоэнергетические орбиты разрабатывают-
ся варианты трехступенчатой PH Liberty IB и четырехсту-
151

152
пенчатой PH Liberty IC, основные характеристики которых
приведены на рис. 53.
Ниже приведены некоторые характеристики PH Liberty IA.
I ступень II ступень
Компоненты топлива кислород+керосин кислород+керосин
Масса топлива, т 15,89 3,62
Соотношение компонен—
тов 2,4:1 2,4:1
Давление в камере сго- рания, МПа 1,725 i 0,69
Тяга ДУ, кН i; 2 94 37,9
Удельный импульс в вакууме, Н*с/кг 2540 3188
1240
PH Pegasus [118, 119, 120, 121] - трехступенчатая
PH с, воздушным стартом, разрабатывается коммерческой
фирмой Orbital Science Со. совместно с фирмой Hercules
Aerospace Со., стоимость разработки 50 млн. долл. Компо-
новочная схема PH приведена на рис. 54.
PH Pegasus стартовой массой 18,6 т, длиной 15 м и
диаметром 1,28 м предназначена для обеспечения суборби-
тального полета полезной нагрузки массой 680 кг и выве-
дения на низкую околоземную орбиту (460 км) полезной
нагрузки массой до 400 кг, длиной до 1,8 м и диаметром
до 1,15 м. Стоимость запуска оценивается в 6-7 млн. долл.,
стоимость выведения 1 кг полезной нагрузки 24—55 тыс.
долл. [118, 120]. В качестве первых полезных нагрузок
предполагается выведение военного ИСЗ, изготовленного по
заказу DAP РА, и двух исследовательских ИСЗ NASA. Разра-
ботчиком РДТТ всех трех ступеней является фирма Hercules
(тяга .РДТТ I ступени 500-580 кН, II ступени - 125-
140 кН, III ступени - 40 кН [119]). В качестве конструк-
ционных материалов применяются графотоэпоксидные компози-
ционные материалы (до 94% от всей массы конструкции),
алюминиевые сплавы (5%) и титановые сплавы.
На ракетном блоке I ступени закреплено треугольное
крыло размахом 6,7 м и максимальной толщиной 20 см. При
массе 270 кг крыло может выдержать аэродинамические
нагрузки до 445 кН. характерные для траектории выведения
20-1
153
154 <
лри скоростях полета, соответствующих числу М « 1,8 —
2,0. Управление полетом I ступени будет осуществляться с
помощью трех аэродинамических стабилизаторов, закреплен-
ных на корпусе хвостового отсека. Управление полетом
II иШ ступеней будет производиться путем качания соплово-
го блока РДТТ, причем уплотнения подвижного узла анало-
гичны разработанным для МБР MX. Приводы и электронные
блоки всех ступеней унифицированы.
Запуск PH Pegasus будет осуществляться с борта бом-
бардировщика В -52, причем предполагается применение
стандартной подвески под правым крылом, использовавшей-
ся ранее для запусков экспериментального самолета Х-15.
Типовые операции по запуску будут начинаться за 53 мин
до предполагаемого момента старта. В этот период носитель
В -52 совершит взлет с авиабазы ВВС США Эдвардс и
выйдет в зону предполагаемого старта на высоте 12,2 -
13,7 км при скорости, соответствующей М = 0,82-0,84.
За 3 мин до старта пилот проведет окончательные проверки
систем PH и полезной нагрузки. За 1 мин до старта носи-
тель В —52 завершит развороты с целью выдерживания зада^
ного азимута выведения. После сброса рн с подвески через
5 с производится запуск РДТТ I ступени. За счет несим-
метричной нагрузки в период сброса PH носитель В —52 со-
вершит разворот по крену, что обеспечит гарантированное
его удаление от PH на момент запуска РДТТ не менее чем
на 1,4 км. Схема полета PH Pegasus показана на рис. 55.
Разрабатываются модификации PH Pegasus - I А., II, III
последняя для выведения полезной нагрузки (связного ИСЗ
BGS -400) на геостационарную орбиту [122].
В настоящее время перспективы производетва PH Pegasus
до конца не ясны как по причинам неопределенности рынка
сбыта (кроме указанных полезных нагрузок получены заказы
не более чем на 2 запуска), так и производственных мощ-
ностей предприятий фирмы Hercules, заключившей крупный
контракт с организацией Arianespace на поставку твердо-
топливных ускорителей для PH Ariane IV [121], хотя и
указывается, что мощности сборочных предприятий фирмы
позволят осуществлять сборку до 12 PH Pegasus в год.
О
ч- . ........
... ;
20-2 Л»»
4
.9
10
Рйс. 55, Схема полета PH Pegasus: 1 - старт с само-
лета (t •« О, Н- 12,2 км,М>* 0,8)j 2 - начало работы I
ступени (t ш 5 с, На 12,1 км); 3 - программный раз-
ворот (перегрузка 2,5); 4 - максимальный скоростной
напор 45,48 кПа; 5 - конец работы I ступени -(t=81,3c;
Н •* 63,44 км, М - 8,7); 6 - начало работы II ступени
(t “ 87,1 с, Н “ 70,45 км, У = 25,9 ); 7 - сброс го-
ловного обтекателя полезной нагрузки ( t “ 121 с,
Н “ 112,24 км, V - 3,57 км/с); 8 - конщ работы II
ступени (t - 158,5 с, Н =« 168,36 км, V =« 5,43 км/с,
у “ 18,4°); 9 - пассивный полет II и III ступеней; 10 -
начало работы III ступени (t - 469,6 с, Н =* 459,2 км,
V « 4,97 км/с, у “ 1,9°); 11 - конец работы Шсту-
пени и выведение полезной нагрузки на орбиту ( t =>
533,9 с, Н ш 463 км, V “ 7,625 км/с, у " О); 12 -
аэродинамическое управление полетом (стабилизаторы);
13 - управление вектором тяги по тангажу и рысканию и
реактивная система на холодном газе для управления
по крену.
4. ТРАНСПОРТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА
СТРАН ЗАПАДНОЙ ЕВРОПЫ
• 4.1, Западноевропейские ракеты-носители
Объединение PH, разрабатываемых в странах Западной
Европы, в одну группу объясняется тем, что практически с
первых шагов ряд стран этого региона (в первую очередь
Франция, ФРГ и Великобритания) стремились к организации
совместных космических программ. Роль "головных" органа*
156
задай в этих программах принадлежит авиакосмическим фир-
мам Франции. Сотрудничество проявлялось как в совместном
финансировании космических программ, так и в непосредст-
венном участии в разработке и изготовлении отдельных агре-
гатов или даже отдельных ступеней (например, при созда-
нии PH Europe).
Первым шагом в создании транспортных космических
средств в Западной Европе явилась программа Diamant, в
соответствии с которой была разработана PH Diamant
грузоподъемностью до 100 кг и осуществлена серия запус-
ков различных ее модификаций (первый запуск в 1965 г.).
В рамках этой программы западноевропейскими фирмами был
накоплен опыт работы .с различными компонентами топлива,
которые стали затем основными в последующих программах.
Это относится, во-первых, к окиси и четырехокиси азота
в качестве окислителя и различных смесей гидразинов в ка-
честве горючего и, во-вторых, - к твердым топливам, кото-
вые также затем регулярно использовались в различных
ракетах.
Следующей была PH существенно большей грузоподъем-
ности - PH Europe, в процессе разработки которой была
осуществлена попытка создания PH из ступеней, создаваемых
отдельными странами. Однако многочисленные отказы как в
процессе отработки, так и в полете заставили после несколь-
ких неуспешных запусков отказаться от продолжения этой
программы.
Следующим поколением западноевропейских PH является
семейство PH Ariane, к разработке которых ведущие авиа-
космические фирмы этих стран приступили в начале 70-х
годов- В кооперации участвуют: французские фирмы Aerospa-
tiale (координация промышленного производства элемен-
тов PH, сборка ступеней, разработчик и производитель пере-
ходников Sylda для установки ИСЗ), SEP (двигательные
установки для всех трех ступеней), Air Liquid (криогенные
топливные баки для Ш ступени), Matra (приборный отсек),
итальянский концерн SNIA-ВPD (стартовые РДТТ, а также
^ДТТ для разделения ступеней и торможения), западногер-
манский концерн MBB-ERNO (топливный отсек II ступени),
щвейцарская фирма Contraves
^сордиум British Aerospace
Первый запуск PH этого семейства был осуществлен
декабря 1979 г. [123] с космодрома Куру, географи-
(обтекатели), английский
(переходник Spelda для
157
Рис. 56 Рис* 57
Рис. 56. Модификации PH Di am ant: 1 - PH Di am ant—A;
2 - PH Diamant-B;3 - PH Diamant-B/P-4
Рис. 57. PH Europe I
ческая широта (5,2°) которого благоприятна с точки зре-
ния использования вращения Земли для достижения косми-
ческой скорости [9,60].
За 15 лет разработок были созданы 4 модификации PH
Ariane I, Ariane II, Ariane III и Ariane IV.грузоподъемность
которых на низкую околоземную орбиту составляет от 4 т
(Arianel I ) до 9,4 т ( Ariane IV в варианте 44L).
В настоящее время семейство PH Ariane является основ-
ным транспортным средством стран Западной Европы, а с
-учетом новой разрабатываемой модификации (Ariane V )
будет таковым и в обозримом будущем.
Ниже представлены сведения об упомянутых PH. вклк»40*
для полноты представления об эволюции, и снятые с эксПЛУ8'
тации PH.
1 чй
PH Di am ant [11,60] - трехступенчатая ракета, выпол-
ненная по схеме "тандем" с жидкостной I ступенью, твер-
дотопливными II и III ступенями. Реализованы 3 модифика-
ции PH Diamant-A,В и В/Р-4 (рис. 56).
В модификации Diamant-A I ступень PH была оснащена
ЖРД, работающим на азотной кислоте и скипидаре, с вытес-
нительной подачей, тягой 274 кН (на уровне моря), II сту-
пень - РДТТ с четырьмя качающимися соплами тягой
150 кН, Ш ступень - РДТТ тягой около 52 кН. В качест-
ве основного конструкционного материала на всех ступенях
использовалась сталь.
Массовая сводка PH Diamant-A приведена ниже.
I ступень II ступень III ступень
Стартовая масса, т 14,7 2,9 0,71
Масса топлива, т 12,8 2,33 0,64
Относительная мас-
са топлива 0,87 ; 0,803 0,901
PH Di am ant-В при той же схеме имела в отличие от
PH Diamant-A I ступень с другими компонентами (перекись
азота и аэрозин-50), масса ступени 20 т (в том числе
масса топлива 17,8 т). В PH Diamant-B/P—4 в отличие от
предыдущей были заменены и обе твердотопливные ступени.
На II ступени был установлен РДТТ тягой 205 кН, а на
Ш ступени - РДТТ тягой 51 кН. Корпус РДТТ III ступени
уже стеклопластиковый. Основные массовые характеристики
этих ступеней следующие.
II ступень III ступень
Стартовая масса^ т 4,78 0,78
Масса топлива, т 4,0 0,68
Относительная масса топлива } 0,84 0,87
В табл. 23 представлены данные о грузоподъемности PH
всех трех ее модификаций.
За время эксплуатации PH этого семейства с 1965 по
1975 г. были запущены 4 PH Diamant-A (все успешные),
5 PH Di an ant-В (3 успешйых) и 3 PH Diamant-B/P-4
(все успешные).
159
PH Europe [11,60] имела 2 модификации - Europe I
(рис. 57) и II. PH Europe U трехступенчатая, выполнена
по схеме "’тандем", с жидкими компонентами на всех сту-
пенях. I ступень (разработки Великобритании): стартовая
масса 90 т, масса топлива - кислород и керосин - 83 т,
снабжена двумя ЖРД с турбонасосной подачей топлива об-
щей тягой 1360 кН (на уровне моря). II ступень (разра-
ботки Франции): стартовая масса 12 т, масса топлива -
четырехокись азота и несимметричный диметилгидразин -
9,8 т, снабжена четырьмя ЖРД общей тягой 280 кН. Щ
ступень (разработки ФРГ): стартовая масса 3,4 т, масса
топлива - четырехокись азота и аэрози»-50 - 2,8 т, снаб-
жена одним основным ЖРД тягой 23 кН и двумя управляю-
щими ЖРД общей тягой 800 Н.
PH Europe II имела ряд отличий, в частности, увеличен
размер топливных отсеков I ступени, а также введена еще
одна,IV ступень. Она разрабатывалась во Франции (с учас-
тием Италии) и в отличие от нижних ступеней - твердотоп-
ливная. Стартовая масса IV ступени 0,8 т, масса топлива
0,68 т, тяга РДТТ 4,2 кН.
В табл. 24 представлены данные о проектной грузоподъ-
емности этих PH, поскольку ни один из полетов до конца
1971 г. (3 - PH Europe I и 1 - PH Europe II ) не был ус-
пешным, хотя им предшествовали (начиная с 1964 г.) 5
успешных запусков для отработки отдельных ступеней (при
этом остальные ступени были макетами).
Таблица 23
Основные характеристики PH Di am ant
Параметры Diamant-A Diam ant-В Diamant- В/Р-4
Стартовая масса, т 18,4 20,0 26,4
Масса ПН при выве- дении на круговую ор- 1 биту высотой 500 км, т 0,080 0,115 0,150
Относительная масса ПН 0,0043# 0,0058 0,0057
160
Таблица 24
Основные характеристики PH Europe
Параметры | Europe I Europe II
Стартовая -масса, т 105 112
Масса выводимой ПН, т
на низкую орбиту ? 1 1,16
на геостационарную орбиту 0,36
Относительная масса ПН, выво- димой на низкую орбиту ; 0,0095 0,0104
1240
PH Ariane. Первая из этого семейства PH Ariane I
(рис. 58) [9,11, 123, 124, 125]- трехступенчатая раке-
та с последовательным соединением ступеней, на I и II
ступенях в качестве компонентов топлива используются азот-
ный тетроксид и несимметричный диметилгидразин, на III
ступени - кислород и водород.
I ступень PH Ariane I (стартовая масса 153 т, масса
топлива 140 т) оснащена 4 ЖРД Viking 5 общей тягой
2440 кН (на уровне моря), II ступень (стартовая масса
36 т, масса топлива 33 т ) - ЖРД Viking 4 тягой 710 кН,
III ступень (стартовая масса 9,5 т, масса топлива 8,3 т)
ЖРД тягой 60 кН. Отличительной особенностью ДУ этой
PH является относительно низкое давление в камерах сгора-
ния на всех ступенях (5,35 МПа и на I и И ступенях и
3 МПа на III ступени), что упростило их конструктивное
исполнение и отработку, повысило надежность и, в конечном
итоге, уменьшило стоимость PH в целом, несмотря на отно-
сительно невысокую массовую отдачу. Основные техничес-
кие характеристики этой PH следующие [9,124].
Стартовая масса, т , 210 > '
Масса выводимой ПН, т
на низкую околоземную орбиту । 4,8 •
на переходную к геостационарной ор- < • «
биту 1,75 v -
на солнечно-синхронную орбиту ' 2,6
на геостационарную орбиту 0,9
Относительная масса ПН (на низкую орбиту); 0,0228
Общая длина, м 47,7
Диаметр головного обтекателя, м 3,0
21,1 161
50м
Рис. 58. PH семейства Ariane: 1 - PH <iane I;
2 - PH Ariane II; 3 - PH Ariane III; 4 - PH Ariane IV
Возросшие требования к грузоподъемности (как следст-
вие увеличения массы стационарных ИСЗ) привели к созда-
нию друх новых PH семейства - Ariane II и Ariane III, явля-
ющихся, по существу, модификациями PH Ariane I. В
частности, грузоподъемность PH Ariane II по сравнению с °
PH Ariane I повышена путем увеличения удельного импуль-
са на всех ступенях (повышение давления в камере сгорания и
до 5,85 МПа на I и II ступенях и до 3,5 МПа на Ш сту-
пени) и увеличения массы топлива III ступени с 8 до
10,7 т; повышенная грузоподъемность PH Ariane Шпо
сравнению с PH Ariane II обеспечивается использованием
двух твердотопливных ускорителей.
162
Это была первая реализация в западноевропейских PH
стартовых РДТТ, предложения по которым были известны
еще во время реализации программы создания PH Ariane I.
Для PH Ariane III итальянской фирмой BPD Difesa-Spazio,
являющейся ведущей в Западной Европе в области твердо-
топливной техники, был разработан РДТТ, имеющий среднюю
тягу 750 кН (на уровне моря) с суммарным импульсом
17,2 МН‘с. Масса топлива этого РДТТ составляет 7300 кг,
а время горения ~ 28 с. На рис. 59 в схематическом виде
представлена компоновка стартовых РДТТ в составе I
ступени.
Ниже представлены основные массовые характеристики
PH Ariane II и III [9], ,
21^2 163
Ariane II Ariane 1ц
Стартовая масса, т 217 237
Масса выводимой ПН, т
на низкую околоземную орби- ту 5,0 5,8
на переходную к геостационар- ной орбиту 2,175 2,58
на солнечно-синхронную орбиту 3,0 3,45
на геостационарную орбиту 1,1 1,3
Относительная масса ПН, выводи- мой на низкую околоземную орби- ту 0,0230 0,0245
Первые запуски этих носителей были осуществлены в
1984 г. (Ariane III ) и в 1986 г. ( Ariane II) и к 1989г.
всего было произведено 17 запусков (из них 2 аварийных)
[ 36] , Следует отметить, что при использовании PH Aria-
ne III на геостационарную орбиту могут одновременно выво-
диться 2 ИСЗ. Для этих целей разработан специальный пе-
реходник Sylda [123, 126] , который позволяет устанав-
ливать под обтекателем 2 ИСЗ один за другим вдоль про-
дольной оси PH. Стоимость запуска этих носителей оцени-
валась в 25-30 млн. долл. В 1989 г. эксплуатация PH
Ariane II и III была завершена (последний запуск PH Aria-*
ne II - 31 марта 1989 г., PH Ariane III-12 июля
1989 г.) [36].
Следующим шагом в направлении развития западноевро-
пейских транспортных средств было создание PH Ariane IV
[126, 127, 128, 129, 130 ] , в которую внесено значи-
тельно больше изменений, чем при переходе от PH Ariane I
и к PH Ariane II и III. Наиболее существенные из них
[126, 127]; увеличены запасы компонентов топлива, а соот-
ветственно, и габариты топливных баков I ступени (со
144 до 226 т), увеличены масса и габариты твердотоплив-
ных ускорителей, предусмотрено использование жидкостных
ускорителей, разработан с учетом увеличившихся габаритов
головного обтекателя новый приборный отсек. II и III сту-
пени (по сравнению с PH Ariane III ) практически остались
без изменения, за исключением усиления их силовых элемен-
164
тов в связи с увеличением действующих нагрузок.
В составе PH Ariane IV основные характеристики упомя-
лутых ступеней следующие [126] . На I ступени (L 220)
используются в качестве компонентов топлива азотный тет-
роксид (окислитель) и смесь UH 25 ( горючее) - 25% гид-
разина и 75% несимметричного диметилгидразина. Масса
топлива составляет 226 т. Общая длина ступени при диамет-
ре 3,8 м составляет 23 м. В переходном отсеке между ба-
ком окислителя, расположенным в верхней части ступени, и
баком горючего установлен бак с водой объемом 8200 л.
К нижнему шпангоуту бака горючего присоединена ферма
длиной 2,3 м, на которой закреплены 4 ЖРД Viking 5 тя-
гой 2700 кН (на уровне моря) и 3000 кН (в пустоте).
Эти ЖРД в составе PH Ariane IV работают на 51 с даль-
ше, чем в составе PH Ariane III благодаря увеличению запа-
сов топлива. Стартовые РДТТ подобны использовавшимся в
составе PH Ari ane III [128], но имеют больший запас топлива
(9,5 т), а следовательно, и более длительное время горения
(около 42 с). Их отделение обеспечивается пружинным ме-
ханизмом, который при развиваемом усилии около 60 кН
обеспечивает увод отработавших РДТТ со скоростью 5 м/с.
Специально для PH Ariane IV разработаны новые стар-
товые ускорители с ЖРД [126] , использующие те же
компоненты топлива, что и ДУ I ступени. Топливо массой
35 т размещается в топливном отсеке длиной 19 м и диа-
метром 2 м. Ускоритель оснащен ЖРД Viking 6 тягой
750 кН и временем работы 143 с. Для отделения ускорите-
лей предусмотрены 6 тормозных РДТТ.
II ступень ( L 33) общей длиной 11,6 м содержит 34т
топлива в отсеке с совмещенным днищем(длиной 6,5 м и
диаметром 2,6 м) и оснащена ЖРД Viking 4 тягой 798кН
с номинальным временем работы 130 с. Разделение I и II
ступеней происходит по "холодной" схеме. После срабаты-
вания пирозамков на стыке между ступенями блок I ступе-
ни с помощью тормозных РДТТ уводится со скоростью
~ 1 м/с. Через 2 с запускаются 4 небольших РДТТ, уста-
новленных на хвостовом отсеке II ступени, которые отраба-
тывают 8 с и обеспечивают условия, необходимые для
запуска ЖРД.
III ступень (Н 10) общей длиной 11,4 м содержит
10,5 т топлива (кислород и керосин) в отсеке с совмещен-
ным днищем (длиной 7,6 м и диаметром 2,6 м) и оснащена
ЖРД НМ 7В тягой 63 кН, временем работы 725 с. Дви-
165
гатель кренится в карданном подвесе, благодаря чему обес-
печивается управление по каналам тангажа, и рыскания.
Для управления по каналу крена используется газоструйный
двигатель, работающий на газообразном водороде.
Отличительной особенностью PH Ariane IV является гиб-,
кое- построение компоновочной схемы в зависимости от пот-
ребной грузоподъемности. С этой целью предусмотрено
использование различного числа ускорителей I ступени, в
частности, рассматриваются 6 вариантов комплектации ус-
корителей: 40 - без ускорителей; 42Р- 2 твердотопливных
ускорителя; 44Р - твердотопливных ускорителя; 42 L -2
жидкостных ускорителя; 44 LP - 2 жидкостных и 2 твер-
дотопливных ускорителя; 44 L - 4 жидкостных ускорителя
(рис. 60). Грузоподъемность и основные массогабаритные
характеристики этих -вариантов PHAriane IV приведены в
табл. 25 [9, 60, 127, 129, 131] .
Набор головных обтекателей с различным конструктив-
ным исполнением силовой конструкции для крепления полез-
ной нагрузки (рис. 61) будет обеспечивать выведение одно-
временно двух ИСЗ различных габаритов [123, 126, 1321.
Для одиночных ИСЗ имеются 3 варианта головных обтекате-
лей (варианты 5, 6, 7, отличающиеся габаритами и объема-
ми). Для запуска двух ИСЗ имеются 4 варианта головных
обтекателей, отличающиеся габаритами и объемами как ниж-
него, так: и верхнего ИСЗ. Первый из них, Sylda 4400
(. вариант 1Д» был-иенельзован в составе PH Ariane III и
является типовым при выведении ИСЗ с МТА РАМ D.
Варианты 2, 3, 4 - это новая конструкция ( Spelda ), раз-
рабатываемая специально для PH Ariane IV и предусматри-
вающая выведение ИСЗ в сочетании с МТА РАМ DII. В си-
ловой конструкции обтекателей используются трехслойные па-
нели с обшивкой из углепластика и сотовым наполнителем
из алюминиевого сплава.
15 июня 1988 г. был осуществлен первый запуск PH
Ariane IV [133, 134, 135] в результате которого были
выведены на переходную к геостационарной орбиту 3 ИСЗ
(общей массой 3,5 т). Этим запуском было завершено соз-
дание очередной PH семейства Ariane, начало которому Щ
было положено в 1982 г.,; в создании PH участвовали 11 Л
западноевропейских стран, вклад которых колеблется от Л
61,9% (Франция) до 0,05% (Ирландия) и составляет в Л
сумме приблизительно 650 млн. экю 1129]. Л
л
lee W
ПР f \ ЧЧР I \ HL I \ 44-LP
167
10
см
<я
я
к
я
ю
<я
ь

Он
Й
св
о.
е
к
«
S
а
а
CQ
д
ф
а
<0
см
Он
см
м*
о
о
со
О)
СО
ю
со
СО
СМ О
О) со
о
см
ю о
«ь *
см о
т
СО*

<0
ю"
а>
о
см
см ; О
см о"
00“
ю

см .
со
00
со
ю
о
о со
10 СМ
S
8
1<38
Рис. 61. Конфигурация головных обтекателей PH Ariane
PH Ariane IV, очевидно, будет одним из основных запад-
ноевропейских транспортных средств до середины 90-х го-
дов. С вводом второго стартового комплекса на полигоне
Куру можно будет осуществлять до 10 запусков в год, а до
2000 г. планируется около 100 запусков [126]. Уже из-
вестны 24 объекта, планируемые для выведения на борту
PH Ariane IV среди них 6 заявок от США, 3 - от междуна-
3 родных организаций и 6 - от других стран (Австрия, Канада
сч и др.) [136] . Ориентировочная стоимость запуска колеб-
н лется от 70 до 90 млн. долл, в зависимости от состава
Ускорителей [223.
PH Ariane V является дальнейшим развитием семейства
PH Ariane и отражает наметившуюся тенденцию увеличения
массы стационарных ИСЗ в 90-е годы до 2,0-2,8 т и стрем-
пения стран Западной Европы сохранить в перспективе коц^
курентоспособность в обеспечении коммерческих запусков.
Кроме этого, реализация проекта PH Ariane V позволит
обеспечить пилотируемые запуски и обрести, в конечном
итоге, определенную независимость в космических програм-
мах, среди которых пилотируемые полеты занимают очень
важное место.
Создаваемая PH Ariane V предназначается для решения
следующего спектра транспортных задач [137]:
— выведение на низкую околоземную орбиту ( Н «* 550 км,
i “ 28,5 ) элементов ОКС Freedom, создаваемых странами
Западной Европы (лабораторный модуль Columbus и др.)
массой до 18 т, а также полезной нагрузки массой до 12 т
на солнечно-синхронную орбиту ( Н = 800 км, i = 98,6°);
- выведение на переходную к геостационарной орбиту
одного или нескольких ИСЗ общей массой 6,8 т (вместе с
элементами конструкции, обеспечивающими совместный за-
пуск нескольких ИСЗ), что при одновременном запуске двух
ИСЗ соответствует их общей массе 5,9 т;
- выведение на переходную к рабочей орбиту КС Kermes
(Нд - 500 км, i - 28,5°);
- выведение крупногабаритных объектов малой плотности
(диаметром до 4,5 м и длиной до 21,7 м).
PH Ariane V выполнена по двухступенчатой схеме с пос-
ледовательным соединением ступеней и двумя твердотоплив-
ными ускорителями. На рис. 62 (138] представлены общий
вид (а) и компоновка основных элементов PH (б) в вариан-
те использования для одновременного выведения на рабочие
орбиты нескольких ИСЗ.
Ключевой в программе создания этой PH является круп-
номасштабная кислородно-водородная I ступень Н 155
(рис. 63 [139] ) с одним ЖРД Н 60 (Vulcain ). Конст-
руктивно-силовая схема ступени сформирована так, чтобы
продольные усилия от твердотопливных ускорителей воспри-
нимались верхним переходным отсеком, поперечные нагрузки
от них— нижней юбкой (с помощью трехстержневой системы).
Усилия от двигателя на корпус передаются через коническую
силовую оболочку, замыкающуюся на корпус в районе стыка
нижней юбки и цилиндрической части топливного бака. Основ-
ные характеристики ЖРД Н 60 следующие [137, 139].
170
1
У
о
'ф
сч
Рис. 62. PH Ariane V: 1 - створки головного обтекателя;
2 - лючки обслуживания; 3 - вентиляционные отверстия в
створках; 4 - стандартный переходник для полезной нагрузки;
5 - переходный отсек Speltra; 6 - лючок обслуживания сис-
темы разделения; 7 - приборный отсек; 8 - антенны; 9 ~
блок системы управления ориентацией; 10 -двигатель II сту-
пени тягой 20 кН; 11 - система разделений ступеней; 12 -
передняя силовая юбка I ступени; 13 - твердотопливный
ускоритель Р 230; 14 - узлы крепления ускорителя к 1 сту-
пени ; 15 - ракетные двигатели увода ускорителя; 16 - но-
совой обтекатель системы спасения ускорителя (парашютного
отсека); 17 - сопло ускорителя; 18 - бак окислителя! сту-
пени; 19 - водородный бак I ступени; 20 - коническая обе-
чайка для передачи силы тяги корпусу центрального блока
I ступени; 21 - криогенный ЖРД НМ 60; 22 - задняя юб-
ка центрального блока I ступени
22-2
171
1
Рис. 63. Схема I ступени
PH Ariane V: 1 - бак жидко-
го 02 ; 2 - магистраль надду-
ва газообразным О2 > 3 - тру-
бопровод подачи жидкого О2
из бака; 4 - магистраль надду-
ва газообразным Н2 ; 5 - бак
жидкого Р.2 > 6 - система уп-
равления по крену; 7 - хвосто-
вая юбка; 8 - силовой каркас;
9 - ЖРД Н60
Тяга (в пустоте), кН - 1070
Удельный импульс (в пустоте),
Н'с/кг 4240
Давление в камере сгорания, МПа 12
Сухая масса, т 1,15
С целью обеспечения высокой надежности и снижения зат-
рат на создание PH выбрана схема однокамерной ДУ со схе-
мой газогенераторного турбонасосного агрегата открытого
172
цллда. Такая схема хорошо отработана на ЖРД НМ 7В
более ранних PH этого семейства.
Другим весьма сложным элементом PH Ariane V явля-
ется твердотопливные ускорители, так как РДТТ такого
класса (по энергомассовым характеристикам) в Западной
Европе до этого не существовало. Металлический корпус
диаметром ~3 м многосекционный. Для обеспечения требуе-
мого закона изменения тяги в заряде предусмотрен внутрен-
ний канал с поперечным сечением в виде многолучевой
звезды (12 лучей) [138]. Каждый из четырех сегментов
заряда изготовляется методом литья и скрепляется с корпу-
сом (предварительно покрытым с внутренней стороны теп-
лоизоляцией) с помощью клея.
Основные характеристики твердотопливных ускорителей
следующие [137] .
Тяга (в пустоте), кН *
максимальная ’ 4 6433
средняя ( 4907
Суммарный импульс тяги, МН’с . j 622
Удельный импульс (в пустоте),
Н'с/кг 4. 2708
Время горения, с / 125
Максимальное давление в камере
сгорания, МПа 6,04
Степень расширения сопла 13,2 ’
Стартовая масса, т 260,7
масса топлива, т . 230
масса корпуса, т е ' 19,6
масса теплозащиты, т 4,4
масса соплового блока, т 6,5
масса воспламенителя, т 0,2
Максимальный диаметр, м 3,0
Длина, м 30,0
ц. В качестве топлива был принят вариант смеси с повышен-
содержанием полибутадиенового связующего и минималь—
Я 173
Рис. 64. Компоновка КС Hermes
В варианте PH Ariane V, предназначенном для выведе-
ния КС Hermes, последний крепится через переходный отсек
к приборному отсеку, расположенному непосредственно на I
ступени Н 155 (рис. 64) [138] . Необходимости во Ц
ступени в этом случае нет, так как довыведение КС на ра-
бочую орбиту обеспечивается специальным двигательным бло-
ком, расположенным за кормовой частью КС.
Во всех других вариантах используется II ступень L 5,
которая в зависимости от программы полета должна обеспе-
чивать приращение скорости от 100 до 1500 м/с. ЖРД
этой ступени тягой 20 кН работает на самовоспламеняю-
щейся топливной паре: азотный тетроксид и монометилгидра-
зин. Двигатель устанавливается в карданном подвесе, позво-
ляющем осуществлять с помощью электромеханических при-
водов управление ступенью по углам тангажа и рыскания.
Основные характеристики ЖРД ступени L 5 следующие
[140].
Тяга, кН 20
на PH Ariane V
Удельный импульс, Н-с/кг 3040
Давление в камере сгорания, МПа 1,0
Соотношение компонентов 2,0
Масса двигателя, т 1,81
Геометрическая степень расширения ?
сопла 81
Максимальный угол качания, град ± 8
но возможным процентом гранулированного перхлората амм»
ния (НТРВ). Смесь содержит также такие традиционные ком-
поненты, как пластификатор, отвердитель, катализатор поли-
меризации и т.д. Состав и основные характеристики заряда
твердого топлива следующие [138].
Перхлорат аммония, % 68
Алюминиевая пудра, % 18
Связующее, % 14
Скорость горения (27°С, 6,9 МПв),
мм/с - • . - 8,9
Q
Плотность, г/см 1,77
174
Подача топлива - вытеснительная, обеспечивается надду-
вом баков гелием. ЖРД L 5 рассчитан на 20 включений и
суммарную наработку 6000 с. В течение последних 100 с
полета ступени L 5 подача топлива осуществляется путем
саморасширения подушки наддува, в результате .его к момен-
ту отсечки тяга двигателя снижается на 15%. После каждого
включения магистраль горючего за отсечным клапаном проду-
вается гелием, отбираемым от системы наддува.
Работы по ЖРД L 5 были начаты в январе 1986 г., а
Программа аттестационных испытаний намечена на 1990 г.
Для различных вариантов полезных нагрузок предусмотре-
Но несколько типов головных обтекателей и опорных конструк-
ций Для установки ИСЗ в случае совмещенных запусков
(Рис. 65) [138].
175

Т абли ца 2. 6
Ffcc. 65. Схемы компоновки полезной нагрузки: I -
удлиненный обтекатель; II - укороченный обтекатель;
III - переходный отсек Speltra; IV - укороченная
версия переходного отсека Speltra
Основные характеристики PH Ariane V в варианте,
предназначенном для выведения ИСЗ на переходную к гео-
стационарной орбиту, представлены в табл. 26 [137].
Для запуска PH Ariane V создается новый стартовый
комплекс ELA 3 на космодроме в Куру. Для обеспечения
запланированных 10 запусков в год стартовые операции на
пусковой площадке будут ограничены лишь заключительными
стадиями процесса, все остальные операции по сборке и
предстартовым проверкам предполагается проводить на тер-
ритории подготовительной зоны, с которой PH будут достав-
ляться по рельсовым путям на пусковую площадку. Кроме
того, на космодроме планируется построить еще 3 крупных
сооружения: для сборки ускорителей, монтажа PH и уставов'
ки полезной нагрузки на PH. На космодроме будут также
построены заводы по производству жидкого водорода и седа" Q
рационному получению из атмосферного воздуха жидкого ’Г
кислорода и азота. ч
Официальное решение о развертывании программы Ariane
V было принято в 1985 г. За истекшие годы практй'
чески завершены работы по созданию РДТТ, разработан
ЖРД НМ 60 (проводится отработка отдельных его агрегат^
Основные этапы программы на оставшийся период следуют116'
176
Основные характеристики PH Ariane V [137, 141, 142]
I I I
I I
‘ ‘ ’ (О £
OJ
Ю '
.см
гЧ Ю <0
177
СО на низкую околоземную орбиту^ 18-21 на переходную к гео- стационарной орбиту^ 5,9-6,8 на солнечно- синхрон- ную орбиту 12,0
(0
СО
су
««<
Относительная масса ПН
(на низкую околоземную 0,025-
орбиту) 0,028
178
о
in
ю
co
Наземные испытания ступеней 1993-1994 гг.
Испытания систем Завершение работ по стартовому . 1993 г.
комплексу 1992 г.
Первый испытательный полет 1995 г.
Конец разработки PH 1995 г.
Первый эксплуатационный полет Первый полет КС Hermes ь 1996 г.
беспилотном варианте 1998 г.
Рассмотренное выше семейство PH Ariane составит
в 90-х годах основу транспортных космических средств За-
падной Европы (в табл. 27, 28 сведены основные их харак-
теристики), а создание КС Hermes позволит перейти стра-
нам Западной Европы к реализации самостоятельных прог-
рамм с использованием пилотируемых полетов.
КС Hermes является одним из основных элементов перс-
пективной западноевропейской транспортной космической сис-
темы, позволяющих обеспечить странам Западной Европы
определенную независимость от США в реализации космичес-
ких программ, в первую очередь требующих пилотируемых
полетов. Работы по программе Hermes ведутся во Франции
с середины 70—х годов, и за это время программа претер-
пела значительные изменения как с точки зрения концепции
КС, так и сроков реализации [143, 144, 145, 146].
Выбранная в 1985 г. концепция, удовлетворяющая требо-
ваниям CNES, представляла собой малоразмерный пилоти-
руемый аппарат многоразового использования, выводимый
на рабочую орбиту с помощью PH Ariane V, который должен
был обеспечить доставку полезной нагрузки массой 4,5 т и
экипажа из 4—6 человек на низкие околоземные орбиты.
С учетом опыта, накопленного на первых этапах программ
О Ariane V и Hermes, после многочисленных обсуждений
oj проектов с учетом обеспечения высокого уровня безопаснос-
ти полета в 1988 г. была сформирована новая концепция КС
Hermes, схема которой представлена на рис. 66 [143].
Основные изменения коснулись массовых характеристик,
поскольку стартовая масса КС превысила грузоподъемность
PH Ariane V. За счет облегчения основных элементов кон-
гРукции сухая масса КС Hermes была снижена до 13,9 т,
Таблица 2 7
Основные характеристики PH Ariane [9, 22, 123, 124, 130, 141, 142]
/ . Ракеты^ ... носители Масса выводимой полезной нагруз- ки, т Число запусков за время эксплуата- ции Доля успеш- ных за- пусков, % Макси- мальный темп запус- ков (в год) Стоимость выведения 1 кг ПН (на геоста- ционарную орбиту), тыс. долл. Год ввода в экс- плуата- цию
на ба- зовую орбиту на пере- ходную к геоста- ционарной орбиту на гео- стацио- нарную орбиту на дру- гие ор- биты
Ariane I 4,8 1,75 0,9 2.61 2 11 81,8 2 1979
0,73
Ariane И 5,0 2,175 1,1 З.О1 6 83,3 2 42 1986
1,12
Ariane III 5,8 2,58 1,3 3,45 1 11 90,9 3 1984
Ariane IV 1,32
' 40 4,6 1,9 1,4 2»71
42 P 5,0 2,6 1,6 3.41
.. 44 p 6,8 3,0 1,8 4,11
’ '• ; 421 7,2 3,2 1,9 4.51
- 44 LP 8,3 3,7 2,2 5,0*
- . , 44 [ 9,4 4,2 2,5 6.01 8 100 7 48 1988
Ariane V 18-21 5,9-6,8 - 12,01 - — -10 - 10 ~ 1996
На солнечно-синхронную орбиту
На межпланетную траекторию
Основные характеристики PH семейства Ariane [2, 129, 1411
Таблица 28
Характеристики Ariane I Ariane II Ariane III Ariane IV(44LP) Ariane V
Стартовые ускорители PAP PAL PAP P230
Длина, м 8,0 19,0 12,0 30,0
Макс, диаметр, м 1,0 2,0 1,0 3,0
Стартовая масса, т — 2x43.5 2 xl2.7 2x 270
Двигатель 2xP7.3 2xViking6 2 xP9.5 —
топливо твердое N2O4<UH 254-вердо? твердое
тяга, кН 2х 560 2x750 2x650 2 x 6380
уд. импульс, Н’С/КГ — 2708
время работы, с 30 143 42 125
I ступень : 140 140 145 220 H155
Длина, м — 18,2 18,2 25,0 30,0
Макс, диаметр, м — 3,8 3,8 3,8 Ь»4
Стартовая масса, т 153,0 160,6 160,6 251,6 170,0
Двигатель 4xViking 5 4х Viking 5 4x Viking 5 4x Viking 5 Vulc ain
Продолжение табл. 28
183
Характеристики Ariane I Ariane II Ariane III Ariane IV(44LP) Ariane V
топливо N2O4/H/lMr N2O4/UH25 N2O4/UE25 N2O4/UH25 o2/h2
тяга, кН 4х 610 4 х677 4x 677 4x 677 1020
время работы, с - 150 150 206 615
Переходник между -
I и II ступенями
Длина, м см 3,3 3,3 3,3 M
Диаметр, м 5 МВ 3,8/2,6 3,8/2,6 3,8/2,6 — -
Масса, т МВ 0,6 0,6 0,6 M
II ступень
Длина, м МВ 11,5 11,5 11,5 4,5
Макс, диаметр, м * 2,6 2,6 2,6 5,4
Стартовая масса, т 36,0 37,6 37,6 37,6 6,0
Двигатель . ; , , Viking 4 Viking 4 Viking 4 Viking 4 —
топливо N2O4/UH25 N2O4./UE25 N2O4/UH25 N2O4/UH25 n2o4/mmf
тяга, кН 710 798 798 798 20
уд. импульс, Н*с/кг MB — bb 3040
время работы, с «Nr 130 130 130 800
Переходник между
II и III ступенями
Длина, м -- 2,8 2,8 2,8
Диаметр, м 2,6 2,6 2,6
Масса, т - 0,34 0,34 0,34
III ступень ню H10 H10 MB
Длина, м 9,9 9,9 9,9
Макс, диаметр, м 2,6 2,6 2,6
Стартовая масса, т 9,5 11,9 11,9 11,9
Двигатель НМ-7 В НМ-7В HM-7B HM-7B
топливо о2/н2 02/Н г 02/H2 o2/h2
тяга, кН 60 63 . 63 6 3
время работы, с МВ. 725 : 725 725
Приборный отсек
Длина, м ВВ 1,0 1,0 1,0 2,2
Диаметр, м ’ ВВ 2,6 2,6 2,6 5,4
Масса, т ем 0,52 0,52 0,52 1,1
Отсек полезной нагрузки -- - -
Длина, м "''Ош 8,6 8,6 12,4 20/11
Диаметр, м ВВ 3,2 3,2 4,0 5,4
Масса, т _ ВВ 0,86 : 0,86 1,0 2,4/1,4
Объем, м - 40 40 91 250
PH в целом
Длина, м 47,7 : 49,0 49,0 59,8 52,0
Макс, диаметр, м 3,0 3,8 / 3,8 4,0 5,4
Стартовая масса, т 210 217 237 416 725
Примечание. НДМГ - несимметричный диметилгидразин; ММГ - монометилгидразин
Ftac. 66. Современная концепция КС Hermes
стартовая масса до 21,0 т, а масса полезной нагрузки до
3,0 т. Ниже представлены основные массовые характеристи-
ки [ т] КС Hermes, соответствующие предыдущей и новой
1 (1988 г.) концепциям (137, 143, 14б] Новая концепция
Старая концепция
Стартовая масса 25,168 21,000
‘ Сухая масса 1 5,268 13,9
Запас по массе 2,3 2,6
Масса топлива 1,55 1,5
Масса системы аварийного спа- включена в
се ния 1,5 массу кон-
Масса полезной нагрузки, в том струкции
числе: 4,5 3,0
оборудование 1,0 1,0
расходуемые компоненты 0,6 ; о,б
системы СОЖ 1,7 ' ' 0,7
топливо 0,7 ~ 0,3
20%-ный запас по массе 0,5 0,4
184
1240
Рис. 67. Компоновочная схема новой концепции КС
Hermes: 1 - отсек полезной нагрузки; 2 - жилая сек-
ция; 3 - бортовые топливные баки; 4 - посадочное шас-
си; 5 - катапультируемая кабина экипажа; 6 - nepexojj-
ной тоннель; 7 - герметический отсек; 8 - шлюзовой
отсек для выхода космонавтов в открытый космос (в
случае стыковки и перехода на ОКС служит в качестве
переходного тоннеля); 9 - стыковочный узел
Внесены определенные изменения и во внешний облик
КС, модифицирована его компоновочная схема (на рис. 67
[143] показан ее новый вариант) и уменьшены габариты
(размах крыла 10 м, длина фюзеляжа 15 м и высота
3>2 м), а также площадь аэродинамических поверхностей.
Вместо грузового отсака с открывающимися створками (внут-
ренний объем отсека составлял 30 м^) предусмотрен пол-
ностью герметический отсек, состоящий из жилой секции
(8 м^), секции оборудования (18 м^) и шлюзовой камеры
(4 м^). Объем кабины экипажа уменьшен с 13 до 4 м и
24-1 185
предусмотрена возможность ее катапультирования в аварий-
ных ситуациях.
В 1988 г. в качестве альтернативы отделяемой кабины
экипажа была предложена система аварийного покидания
кабины, основанная на использовании индивидуально капсули-
рованных катапультируемых кресел, обеспечивающих одновре-
менное покидание кабины космонавтами в течение 3 с [I47
148]. Предложенная схема (рис. 68 [147] ) названная
Hercules, в сравнении с вариантом отделяемой кабины от-
личается простой, относительно небольшой массой (масса
каждой катапультируемой капсулы составляет 300-400 кг, а
масса отделяемой кабины - 3,0 т) и меньшими затратами
на разработку.
Одной из наиболее сложных проблем, стоящих перед раз-
работчиками КС Hermes, считается выбор системы теплоза-
щиты (149, 150]. Несмотря на опыт, накопленный при соз-
дании КС Space Shuttle, вход в атмосферу крылатого апла-
рата с близкой к космической скоростью остается крайне
сложной проблемой. С точки зрения аэродинамики эта проб-
лема заключается в обеспечений управления КС в диапазоне
скоростей полета от М “ 25доМм 0,4 при условии огра-
ничения температуры конструкции КС.
Следует отметить, что при многих идентичных с КС
Space Shuttle факторах, влияющих на выбор теплозащиты, име-
ется целый ряд различий, объясняемых более высокими тре-
бованиями к КС Hermes. Во-первых, КС Hermes рассчитан
на боковую дальность планирования ~ 2000 км, превышающую
располагаемую у КС Space Shuttle (~1800 км), из чего
следует, что КС Hermes должен иметь более высокое аэро-
динамическое качество, а, следовательно, его полет будет
при спуске в атмосфере более продолжительным, что приведет
к повышению тепловой нагрузки; во-вторых, КС Hermes
будет иметь меньшие габариты, меньшие радиусы закругле-
ния носовой части фюзеляжа и передней кромки крыла, что
приведет к повышению удельного теплового потока в крити-
ческой точке. А поскольку масса системы теплозащиты зави-
сит от площади поверхности КС, то относительная масса теп-
лозащиты для малоразмерного аппарата с более низким отно-
шением объема к омываемой потоком поверхности будет выше.
На начальном этапе создания КС Hermes рассматривались
3 варианта системы теплозащиты. Однако впоследствии от
одного из них - системы теплозащиты с использованием, ак-
- тивного охлаждения и абляционных материалов - отказались
186
187
из-за неприемлемых массовых характеристик, недостаточной
отработанности, а следовательно, и надежности, а также од„
норазовОсти использования абляционных материалов. Два ос-
тальных варианта следующие: 1) "холодная" конструкция -
жаропрочная конструкция с внешним теплозащитным покры-
тием; 2) "горячая" конструкция - жаропрочная конструкция,
выдерживающая без внешнего теплозащитного покрытия высо.
кие тепловые нагрузки.
Окончательного решения по использованию вариантов
системы теплозащиты к 1989 г. не принято, однако некото-
рые уточнения схемы системы теплозащиты в качестве исход,
ной известны 11491 (рис. 69): в зонах наибольших удель-
ных тепловых нагрузок (носок фюзеляжа, передняя кромка
крыла и оперения) предполагается использование жаропрочной
конструкции из композиционных материалов с керамической
матрицей и композиционных материалов углерод - углерод, в
зонах умеренного нагрева (для защиты нежаропрочных кон-
струкций на нижней поверхности фюзеляжа - теплозащитные
панели из композиционного материала с керамической матри-
цей, а в зонах незначительного нагрева (менее 500 С) -
гибкая теплозащита.
МТА ATV (Ariane Transfer Vehicle) [1, 38, 83 151J
разрабатывается как один из элементов транспортной косми-
ческой системы для перевода полезных нагрузок с базовых
орбит PH Ariane на рабочие орбиты ОКС Freedom, а в
дальнейшем - западноевропейский ОКС Columbus.В зависи-
мости от требований к системе в целом и налагаемых огра-
ничений на суммарные расходы и число полетов МТА ATV
может быть выполнен как в одноразовом, так и в многоразо-
вом варианте.
В качестве PH под данный тип МТА рассматривается PH
Ariane V, причем МТА в этом случае должен заменить
верхнюю ступень L 5. При большой неопределенности в прог-
рамме предлагаемой транспортировки в качестве расчетного
случая для получения характеристик МТА рассматривается
трехимпульсная транспортировка наиболее тяжелой полезной
нагрузки массой 18 т с низкой исходной орбиты (высота пе-
ригея 130 км, апогея - 300 км) на орбиту базирования
ОКС высотой 500 км. С учетом маневров по фазированию
орбиты общее время транспортных операций МТА ATV сос-
тавит 48 ч при затратах характеристической скорости
250 м/с. Для многоразового МТА оговаривалась общая
длительность эксплуатации 15 лет при возможности наземной
Рис.. 69. Схемы исходного варианта системы теплоза-
щиты КС Hermes (на нижней схеме даны совмещен-
ные проекции верхней и нижней частей фюзеляжа) :№S -
зоны жаропрочной конструкции; РЯ - теплозащитные па-
нели или плитки; рост - гибкое внешнее теплозащитное
покрытие
профилактики и восстановительных работ между полетами.
В отличие от МТА OMV западноевропейский МТА ATV
выполнен по схеме с несущим конструкцией, рассчитанной
на нагрузки при размещении его вместо блока L 5 на PH
Ariane V. Приведенная на рис. 70 детальная компоновочная
схема МТА ATV обусловливает использование увеличенного
До 3,936 м диаметра сопряжения с полезной нагрузкой,
выделения центрального объема для герметического тоннеля
транспортного модуля, а также минимальную высоту МТА.
В состав двигательного модуля МТА ATV входят 2
ЖРД, работающие на двухкомпонентном топливе (азотный
тетроксид и монометилгидразин), комплект топливных баков,
комплект двигателей управления ориентацией, сближения и
стабилизации, работающих на газообразном азоте без прец-
варительного подогрева, комплект баллонов со сжатыми азо-
том и гелием, необходимая арматура и автоматика.
188
189
1
Рис. 70. Компоновочная схема MTAATVil - стыковоч-
ный шпангоут; 2 - кронштейны для крепления оборудова-
ния; 3 - коническая обечайка; 4 - герметический тоннель;
5 - двигатели тягой 500 Н
В целях повышения надежности двигательная установка
состоит из двух контуров, причем любой из маневров может
быть проведен с помощью одного из них. В каждый контур
входит основной ЖРД тягой 400 Н в двухстепенном кардан-
ном подвесе, а также 14 вспомогательных двигателей тягой
по 10 Н. В конструкции сферических топливных баков исполь-
190
Зован сверхэластичный титановый сплав, а баллоны для
сжатого гелия изготовлены из композиционного материала
с внутренней герметичной оболочкой из титана.
Два бака окислителя и горючего вмещают 1400 кг топ-
лива, что обеспечивает суммарный импульс 4-10® Н*с. Пол-
ная масса заправленного: модуля составляет 1660 кг.
Исполнительные органы системы управления ориентацией
и стабилизации обеспечивают суммарный управляющий им-
пульс 2*10^ Н’с, при массе 112 кг, включая 30 кг газо-
образного азота, используемого в качестве рабочего тела.
В состав системы наведения, навигации и управления
(общей массой 122 кг) входят БЦВМ, гироскопы, датчики
угловой скорости, звездные датчики, локаторы, приемники
сигналов со спутниковой сети Navstar GPS, телевизионные
стереокамеры контроля процесса стыковки, блоки электрони-
ки и т.д. В системе энергопитания предполагается использо-
вать литиевые аккумуляторы, допускающие пиковые нагрузки
до 500 Вт при суммарном времени полета до 2 сут.
Оцениваемые массы [ кг] МТА ATV по основным систе-
мам приводятся ниже.
Двигательная установка ; 295
Система наведения, навигация .И уп- равления 122 г
Система энергопитания ' 300
Система обеспечения теплового режима 70
Система связи 102
Система стыковки 70
Конструкция , . 1 . 300
Рабочий запас топлива 1230
Рабочий запас сжатого газа 30
Суммарная масса МТА 2689
Согласно предварительным планам, МТА ATV будет вве-
ден в эксплуатацию в середине 90-х годов, непосредственно
Вслед за началом полетов PH Ariane V. Стоимость разработ-
ки МТА ATV составит от 100 до 150 млн. долл, при се-
бестоимости изготовления одного образца от 30 до 40 млн. долл.
191
4,2, Перспективные транспортные космические средства
стран Западной Европы
При оценке возможных путей развития транспортных кос-
мических систем в Западной Европе намечаются 2 основных
направления. Первое направление отражает интерес к пол-
ностью многоразовым аппаратам самолетной схемы, от кото-
рых ожидается снижение удельной стоимости выведения не
менее чем на порядок по сравнению с современными PH и
ТКА. Второе направление является продолжением традицион-
ного подхода к решению транспортных средств - баллистичес-
ких схем в вариантах одно- и многоступенчатых как однора-
зовых, так и многоразовых.
В проектах аппаратов, характерных для первого направле-
ния, общей чертой является использование атмосферы не толь-
ко для осуществления аэродинамического маневра, но и как
источника рабочего тела для комбинированной ДУ, включаю-
щей, как правило, ВРД и ЖРД. Разработка таких аппаратов
ведется в Великобритании - проект Hotol, в ФРГ - проект
Sanger, во Франции - проект Star-H и др. Из них только
проект Hotol разрабатывается в рамках принятой правитель-
ством программы, а остальные - в рамках поисковых работ,
проводимых различными авиакосмическими организациями.
В проектах аппаратов второй группы общей чертой являет-
ся стремление максимально снизить массу конструкции, пре-
дельно использовать возможности перспективных ЖРД, с
тем чтобы реализовать одноступенчатые PH баллистической
схемы как в Ьдноразовом, так и в многоразовом вариантах.
В этом смысле интерес представляет проект Beta II (ФРГ).
Ниже в краткой форме будут рассмотрены наиболее характер-
ные проекты обоих направлений.
Проект Hotol [ 39. 152, 153, 154, 155] ВКА Hotol
разрабатывается как экономическая альтернатива ТКА Space
Shuttle и должен обеспечивать выведение на низкую около-
земную орбиту полезных нагрузок с удельными затратами,
не превышающими 20% затрат ТКА Space Shuttle. На
рис. 71 [153] в схематичном виде представлены ВКАHotol
с акцентом на конструктивное исполнение основных элементов
корпуса и аэродинамических поверхностей.
Согласно разработанной концепции ВКА должен иметь сле-
дующие летно-технические характеристики.
192
1240
- 7
25-1
193
Стартовая масса, т 200
Масса выводимой ПН (на экваториальную
орбиту высотой ЗОО км), т 7
Сухая масса, т 42
Крейсерская скорость полета в атмосфере М - 7
Длина, м 76
Размах крыла, м 20
Диаметр фюзеляжа, м I 5,7
Длина грузового отсека, м ’ 7,5-8,0
Диаметр грузового отсека, м 4,5-5,0
Взлетная скорость, км/ч 540
Посадочная скорость, км/ч 315
Аэродинамическое качество ,/
на дозвуковой скорости ’ 6,5
на сверхзвуковой скорости 4,5
Потребная длина взлетно—посадочйОЙ поло-
сы, м ' 3000
В качестве маршевой ДУ фирма Rolls-Royce предлагает
комбинированный (ПВРД + ЖРД) двигатель с подфюзеляж-
ным воздухозаборником. При полете в атмосфере может ис-
пользоваться бортовой запас водорода (бак которого зани-
мает основную часть объема передней и центральной час-
ти фюзеляжа) и сжижаемый воздух, при полете вне атмос-
феры - бортовые запасы водорода и кислорода (бак которо-
го находится в хвостовой части аппарата). После окончания
работы маршевой ДУ для Выведения ВКА на рабочую орбиту,
необходимо небольшое приращение характеристической ско-
рости, которое обеспечивается включением кислородно-водс-
родных ЖРД системы орбитального маневрирования. Эта же
система отрабатывает и тормозной импульс при возвращении
ВКА на Землю.
Из-за условий компоновки двигателей и задней центровки
ВКА крыло смещено назад. При зацнерасположенном крыле
и удлиненном фюзеляже увеличивается плечо переднего гори*
зонтального оперения и его эффективность при обеспечении
194
пр°
тей
дольной балансировки в диапазоне околозвуковых скорос-
полета и управлении аппаратом.
ВКА Hotol имеет аэродинамическую схему "утка" с
крылом двойной стреловидности и двухкилевым разнесенным
V -образным оперением. В отличие от "нормальной" аэро-
динамической схемы применение переднего горизонтального
оперения должно увеличивать подъемную силу и уменьшать
балансировочное сопротивление на участке спуска аппарата
в атмосфере. Однако выбранная аэродинамическая схема
имеет ряд недостатков. Для обеспечения приемлемого диапа-
зона центровок аппарата переднее горизонтальное оперение
должно иметь максимальный коэффициент подъемной силы,
превышающий по величине аналогичный показатель крыла.
Данное требование обеспечивается только при небольшом
относительном удлинении крыла. Кроме того, для переднего
горизонтального оперения необходима сложная механизация.
Вихревая зона от переднего оперения искажает поток над
крылом и создает момент по крену при боковом скольжении
ВКА. Интенсивная вихревая зона может оказывать сущес'в-
венное влияние на киль.
Поскольку стартовая масса ВКА в 5 раз превышает по-
садочную массу, при взлете предполагается использовать
специальную многоколесную ракетную тележку, а приземле-
ние ВКА осуществлять с помощью посадочного шасси облег-
ченной конструкции, аналогичного шасси ТКА Space Shuttle.
Вследствие большой площади крыла и небольшой посадочной
массы спуск ВКА Hotol в атмосфере будет происходить
с меньшей скоростью снижения, чем КС Space Shuttle.
Удельный тепловой поток, воздействующий на аппарат, будет,
таким образом, меньше, что дает возможность применить
Для защиты нижней поверхности фюзеляжа плиточное метал-
лическое теплозащитное покрытие из тугоплавкого сплава.
Некоторые элементы конструкции будут изготовляться из
композиционных материалов. Для обшивки верхней поверхнос-
ти фюзеляжа может использоваться титан.
Одной из ключевых проблем в программе Hotol являе'в-
0 ся создание маршевой ДУ. Фирмой Rolls-Royce была пред-
ел ложена концепция принципиально новой комбинированной ДУ,
работающей в режиме ВРД с ожижением атмосферного воз-
духа при полете в атмосфере и в режиме кислородно-водород-
н°го ЖРД с дожиганием продуктов газогенерации при полете
за пределами атмосферы. Принципиальная схема комбиниро-
Ванной Ду представлена на рис. 72 [153]. ,
25-2 • 195
Ric. 72. Принципиальная схема комбинированной ДУ: 1 -
набегающий поток нагретого воздуха; 2 - теплообменник
ожижитель атмосферного воздуха; 3 - жидкий Hj, пода-
ваемый вытеснительной системой из бака горючего; 4 -
газообразный В 2 ; 5 - система разделения сжиженного
атмосферного воздуха на нижний 02 и Nj! 6 - сжиженный
воздух на входе в теплообменник; 7 - турбина; 8 - отра-
ботавшие газы турбонасосного агрегата; 9 - О 2, получае-
мый после сжижения атмосферного воздуха; 10 - Oj, по-
даваемый из бака окислителя; 11 - камера сгорания;
12 -Nj, полученный после разделения сжиженного возду-
ха; 13 - нижняя поверхность ВКА для предварительного
торможения и сжатия набегающего потока
При полете в атмосфере со скоростями, не превышающи-
ми М = 5,0, ДУ работает в режиме ВРД с ожижением
воздуха. После предварительного торможения и сжатия ниж-
ней поверхностью аппарата нагретый набегающий поток воз-
духа попадает в теплообменник. Для охлаждения и сжиже-
ния воздуха в теплообменнике используется циркуляция жид-
кого водорода, подаваемого из бака горючего. Образующийся
в теплообменнике газообразный водорОд подается в камеру
сгорания ДУ и турбонасосный агрегат системы подачи сжи-
женного воздуха. Охлажденный и сжиженный воздух поступа-
ет из теплообменника в специальную камеру, где происходит
его разделение на жидкий кислород и азот. Продукты сгора-
ния компонентов, приводящие в действие турбонасосный
агрегат системы подачи сжиженного кислорода, выводятся
наружу через специальное сопло. Полученный из атмосферно-
го воздуха жидкий кислород подается в камеру сгорания ДУ,
где при полете в атмосфере при числах М < 5 сжигается
вместе с поступающим из теплообменника газообразным во-
дородом.
После выхода ВКА Hotol за пределы атмосферы ДУ
начинает работать в режиме ЖРД, когда кислород и водо-
196 . й
род подаются в камеру сгорания непосредственно из баков.
Применение подфюзеляжного воздухозаборника позволяет
йспользовать нижнюю часть крыла и фюзеляжа аппарата
для существенного сглаживания течения и уменьшения неод-
нородности поля скоростей потока перед воздухозаборником.
По мнению руководителей фирмы Rolls-Royce, исследуемая
концепция указывает на возможность создания подобной ДУ
на основе современной техники, однако для этого потребует-
ся решение целого ряда серьезных проблем.
Разработка ДУ в настоящее время требует значительных
средств. Именно из-за высокой стоимости программы (око-
ло 6 млрд, долл.) правительство Великобритании рассматри-
вает вопрос об отказе от финансирования и передаче прог-
раммы полностью частным фирмам, включая фирмы других
стран.
Проект Sanger [156. 157], ВКА Sanger является одним
из кандидатов на разработку после реализации программы
Ariane V/Hermes,BKA Sanger выполнен по двухступенчатой
схеме и рассчитан на горизонтальный старт с западноевро-
пейских аэропортов. I ступень может использоваться и как
гиперзвуковой пассажирский самолет EHTV (European Hy-
personic Transport Vehicle), проект которого также обсуж-
дается в Западной Европе. В качестве ц ступени может
использоваться или пилотируемый КС Horus (Hypersonic
orbital upper stage) многоразового использования, или
беспилотная одноразовая ступень Cargus баллистической схе-
мы. На рис. 73 представлены 2 схемы ВКА Sanger.
В варианте с КС Horus ВКА Sanger предназначен для
обеспечения пилотируемых космических полетов, в част-
ности для обслуживания ОКС на рабочей орбите высотой
450 км и наклонением 28,5°. В варианте со ступенью
Cargus ВКА Slinger может использоваться для доставки
всех видов полезных нагрузок массой до 15 т на низкую
околоземную орбиту. Основные массовые характеристики
[т] ВКА Sanger следующие [156, 1571: ’ '
Стартовая масса . w ‘ •’ . 300-350
.1 ступень
общая масса 244-262
сухая масса 142-149
максимальная масса топлива (водород) 120 1
197
II ступень Horus Cargus
общая масса - 87-96 61-96
сухая масса масса топлива (кислород и во*. 22-24 6-10
пород) 66-68,5 55-71
масса полезной нагрузки 2-4 5-15
Важнейшим и ключевым элементом с точки зрения слож-
ности в программе является маршевая ДУ I ступени. В ка-
честве базового варианта рассматривается комбинированный
ПВРД, работающий на нагретом газообразном водороде. Пара-
метры конструкции двигателя определялись из расчета крей-
серской скорости М “ 4,0-4,5, высоты полета 25 км, дав-
ление в камере сгорания около 35 кПа и удельного импуль-
са 36500 Н*с/кг.
Идея создания ВКА Sanger была предложена в 1985 г.
специалистами фирмы МВВ и предварительно проработана на
средства фирмы в 1986 г. В 1987 г. правительство ФРГ
выделило средства для дальнейших работ над проектом. Пред-
полагалось. что 5-летняя национальная программа начнется
в 1988 г., а с 1991 г. к работам будут привлечены другие
страны Западной Европы. Планируется, что разработка экспе-
риментального образца начнется после 1995 г., т.е. после
завершения вложения крупных средств в программу Ariane V/
Hermes, а первый эксплуатационный полет ожидается в
начале 2000-х годов.
Специалисты ФРГ считают, что хотя общие затраты на
разработку перспективного ВКА достаточно высоки (около
10 млрд, экю), снижение общих затрат на запуск оправдает
капиталовложения. В то же время результаты реализации
расширенной космической программы и растущее коммерчес-
кое использование космоса, не говоря о возможностях при-
менения гиперзвукового пассажирского самолета, создают
экономический стимул, значительно превышающий прямые до-
ходы от разработки.
Проект Beta II [ 158]. ТКА Beta II (Ballistic Economic
Transport Approach)рассматривается как дополнение перспек-
тивного парка транспортных космических средств стран За-
падной Европы грузовым носителем, обеспечивающим выведе-
ние на низкие орбиты относительно тяжелых крупногабаритны*
полезных нагрузок. С учетом повышения уровня развития
материаловедения и двигателестроения в проект заложена од-
Рис. 73. Схемы dkA Sanger со ступенью Cargus (а)
и КС Horus (б) L .
ноступенчатая схема баллистического многоразового аппара-
та (рис. 74 [ 158 ] ), поскольку очевидно, что к началу
2000-х годов создание одноступенчатого аппарата баллисти-
ческого типа более реально, чем создание одноступенчатого
аппарата крылатой схемы.
Выбор проектной грузоподъемности ТКА Beta II прово-
дился исходя из прогноза грузопотока западноевропейских
стран на начало 2000 г. Согласно результатам исследова-
ний, проведенных специалистами фирмы МВВ, грузоподъем-
ность ТКА на низкую околоземную орбиту должна составлять
15 т, на орбиту высотой 500 км и наклонением 28,5
(рабочая орбита ОКС Freedom ) - 12 т?на солнечно-синх-
Ронную орбиту высотой 800 км —5 т.
Форма ТКА традиционна для PH баллистического типа -
нипиндр с притупленным конусом (диаметр цилиндрической
части 8,6 м, общая длина ~40 м). Диаметр теплозащитно-
Го экрана с учетом периферийного размещения двигателей
был выбран равным 10,6 м. В состав ДУ входят 13 перс-
пективных двигателей АТС—500, 12 из которых размещены
По периферии, а один — в центре. Ниже приведены основные
проектные характеристики ЖРД АТС—500 [158].
199
198
15-----
Рис. 74. Схема баллистического
ТКА Beta 11*1 - маршевые двига-
тели; 2 - баллон с газообразным
□ 2; 3 - баллон с газообразным
4 - теплозащитный экран;
5 - посадочное шасси; 6 - дви-
гательный отсек; 7 - бак жид-
кого О 2 • 8 - баки с гелием Для
наддува; 9 — межбаковая юбка;
10 - бак жидкого Н2>’ 11 - пе-
редняя юбка; 12 - приборный от-
сек" 13 - обтекатель полезной
нагрузки; 14 - раскрываемый
кожух; 15 - аэродинамический
штырь
Компоненты топлива ’ ' ' Кислород + водород
Тяга, кН ; г ;
на уровне моря ; » 500 '
в пустоте ; , 533
Удельный импульс, Н*с/кг ’ * ' 1 <
на уровне моря 4025
в пустоте 4289 '*
с эффектом внешнего расширения’ 4512
'Й-Ж Ж
давление в камере сгорания, МПа 25 '
расход топлива, кг/с 124,6
диапазон регулирования тяги, % 50-110 !
Степень расширения сопла 30
Масса двигателя, кг 725 •
Габариты (длина х диаметр среза • ; ж -
сопла), м 1,5x0,7 Д. . .
Для обеспечения лучшей теплозащиты кормовой части
ТКА предусмотрено жесткое крепление всех двигателей.
Управление вектором тяги предполагается осуществлять пу-
тем регулирования уровня тяги ЖРД, расположенных по
периферии. В состав ТКА, очевидно, войдет также реактив-
ная система управления ориентацией, одной из задач которой
будет управление по каналу крена. Основные расчетные ха-
рактеристики ТКА Bet а II в зависимости от высоты орбиты
следующие [158].
* 1., Н = 200 км, i = 5° В“500 км, i = 28,5°'
Стартовая масса, т ~ ап Масса топлива, т t 461,6 461,8
на выведение 400,6 ’ 401,3
на торможение и посадку 3,3 ’ ? v’ 5,6
Конечная масса, т 41,2 41,2
Масса полезной нагрузки, т 16,5 : 13,7
Относительная масса полезной нагрузки 0,0357 . , 0,0297
Для реализации одноступенчатой схема ТКА, даже в од-
норазовом варианте, потребуется весьма высокий уровень
совершенства конструкции. В этой связи представляет инте-
рес массовая сводка [ кг] ТКА Beta II, рассчитанная исходя
Из потребного запаса характеристической скорости
^8300 м/с (столь малую величину предполагается реализо-
вать путем минимизации гравитационных и аэродинамических
п°терь при старте с космодрома Куру).
200
26-1
201
Бак жидкого кислорода (315 м3) , « 2400
Бак жидкого водорода (915 м3) > 9500
Двигательная установка мд г 9400
Внешние конструкции 3500
Посадочное устройство 600
Тепловой экран и несущие моменты 3300
Крепление двигателей 1200
Крепление полезной нагрузки и обадв»* д тель --дх-" 2600
Система подачи топлива и газа 2800
Вспомогательная двигательная установ- ка 200
Электрооборудование 600
Резерв по конструкции 2700
Не вырабатываемое топливо 1600
Рабочее тело системы наддува 400
Резерв по топливу 600
Топливо на торможение и посадку 3300
Конечная масса на орбите (без ппл?3' ной нагрузки) '*;П к 44700
При выведении используется схема с промежуточной
орбитой с последующим переходом на рабочую орбиту (пот-
ребный запас характеристической скорости на переход сос-
тавляет 33 м/с), которая близка к традиционным для одно-
разовых PH схемам выведения.
.Цля схода с орбиты ТКА после маневра разворота на
180 отрабатывает тормозной импульс ~ 40 м/с (с помощь»
основной ДУ), что обеспечивает угол входа на высоте 100©
около -0,5 . При таких параметрах входа реализуется мак-
симальная перегрузка около восьми.
Основной режим торможения продолжительностью~ 830 с
завершается на высоте 10 км в районе посадочной площад-
ки. С этой высоты начинается вертикальный спуск. На высо-
те 1140 м при скорости 130 м/с включается центральный
202
двигатель, который обеспечивает снижение скорости до нуля
(потребный запас топлива для обеспечения этого маневра
2300 кг). Посадка осуществляется на шестиопорное шасси.
Предполагаемая максимальная продолжительность орби-
тального полета составляет 3 сут, а полный межпопетный
цикл - 36 сут, т.е. максимальный расчетный темп запусков
10 в год.
В экономическом анализе проекта, проведенном фирмой
МВБ, была показана возможность существенного снижения
удельной стоимости выведения полезной нагрузки с помощью
ТКА Beta II по сравнению как с современным вариантом
ТКА Space Shuttle (в 4,5 раза), так и с перспективной
PH Ariane V (в 8 раз).
Проект ТКА EARL (European Advanced Rocket Launcher)
предложен фирмой Dornier в качестве средства транспорти-
ровки, которое должно дополнить после 2005 г. парк за-
падноевропейских транспортных средств [159, 160, 161,
162].
Согласно предварительным проработкам возможны как
пилотируемые, так и беспилотные варианты ТКА EARL. В
автоматическом варианте при стартовой массе 270 т гру-
зоподъемность ТКА EARL на низкую околоземную орбиту
превысит 18 т, а при выведении на геостационарную орби-
ту составит 7,2 т. Эффективность данного ТКА почти в
3 раза превысит характеристики PH Ariane V.
Во всех модификациях ТКА EARL (рис. 75) использует-
ся многоразовая крылатая I ступень диаметром 5,5 м со
стартовой массой 182,77 т. На ней будут установлены
3 ЖРД Н 70 с тягой на уровне моря 3360 кН, являющие-
ся дальнейшим развитием ЖРД НМ 60, установленных на
PH Ariane. Запас топлива I ступени ( кислород + водород)
составит 157,33 т, сухая масса ступени не превысит
21,24 т с учетом посадочных ВРД и шасси. Для работы
ВРД на участке возвращения предусматривается бортовой
запас керосина 4,2 т.
Одноразовая II ступень (кислородно-водородная) будет
О выпускаться в двух вариантах. Для выведения полезной наг-
Руэки на низкие околоземные орбиты и полетов с пипоти-
н РУемым КС заправка топливом составит 60,43 т, в то вре-
Ыя как для выведения полезной нагрузки на геостанионар-
«Ую орбиту будут использоваться увеличенные топливные ба-
Ки с заправкой 71,75 т. В обоих вариантах предполагается
°снастить П ступень тем же ЖРД Н 70 с высотным соп-
26-2 203
полетов; 2 - для выведения полезной нагрузки на низ-
кую околоземную орбиту; 3 - для выведения полезной
нагрузки на переходную к геостационарной орбиту
лом и тягой ИЗО кН. При давлении в камере сгорания
24 МПа ЖРД будет иметь удельный импульс 4630 Н.с/ кг,
секундный расход компонентов топлива 151,8 кг/с, сухую
массу 900 кг, высоту 4,25 м и диаметр среза сопла 2,4 м.
В пилотируемом варианте II ступень выполняется в виде
многоразового КС с топливными баками внутри грузового
отсека. Масса транспортируемой полезной нагрузки на низ-
кую околоземную орбиту в этом варианте составит 5360 кг.
Довыведение КС на круговую орбиту будет осуществляться
двумя ЖРД на долгохрайящихся компонентах топлива (азот-
ный тетроксид + монометилгидразин) с общим бортовым за-
пасом топлива 2,52 т.
204
Реализация проекта возможна после 2005 г. с вводом
в штатную эксплуатацию в период 2010-2015 гг. По оцен-
кам фирмы Dornier, наиболее эффективно использовать вер-
тикально стартующие ТКА EARL для обслуживания перспек-
тивных западноевропейских ОКС, собираемых из нескольких
унифицированных модулей автономных платформ MTFF.
Стоимость разработки ТКА EARL составит до 1/3 стоимос-
ти разработки ВКА Sanger, а стоимость эксплуатации оцени-
вается в 2 раза меньшей по сравнению PH Ariane V и на
30% меньше по сравнению с BKAHotol. Ниже приведены
основные характеристики модификаций ТКА EARL [159, 160
161, 162].
Пилотируемый вариант ТКА Автом этические варианты ТКА
1 2 3
Базовая орбита высота, км 200 200 35786
наклонение, град 28,5 28,5 0 '
Стартовая масса, т 270
] ступень А ч
стартовая масса,т 182,77 и; v
масса топлива, т ' ' 157,33 ' ' >.'5
сухая масса, т ; 25,44 .К :
диаметр, м J 5>5 р
длина, м 52,4 тяга двигателей на уровне моря, кН ; 3335 Л
П_ ступень стартовая масса, масса топлива, т тяга двигателя в пустоте, кН удельный импульс, Н -с/кг г 87,23 60,43 V- 1128 4630 60,43 71,75
Масса ПН на рабо- чей орбите, т 5,36 18,0 j 7,18
205
S. ТРАНСПОРТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА
ЯПОНИИ
Первый шаг Японии в освоении космического пространства
был сделан 11 февраля 1970 г., когда с помощью PH Lam-
bda-4S на орбиту был запущен первый японский ИСЗ
Osumi массой 9,4 кг 1б0]. Кроме того, с помощью этой
PH отрабатывалась техника создания и запуска PH, обеспе-
чивалось накопление опыта эксплуатации наземного комплек-
са и т.д. (рис. 76).
Следующее семейство японских PH серии М включает в
свой состав M-4S, М-ЗС, M-3H,M-3S,M-3S-II, которые как
и PH Lambda-4S оснащены на всех ступенях РДТТ. Разра-
ботка PH этой серии осуществлялась параллельно с заверше-
нием работ по предыдущей PH, а первый запуск (PHM-4S )
был произведен 16 февраля 1971 г. С помощью этой PH
продолжительное время (до 1983 г.) осуществлялся запуск
малых ИСЗ различного назначения
тельских массой до
Необходимость в
для обеспечения как
(в основном исследова-
орбиту ИСЗ большей массы
и прикладных космических
270 кг),
выведении на
научных, так
программ, потребовала разработки
PH существенно большей грузоподъ-
емности. Однако достаточного опыта
и технической базы в Японии к тому
времени не было. В связи с этим
было решено взять за прототип для
следующего семейства PH американо
кую PH Thor-Delta и обеспечить
выпуск некоторых агрегатов этой
PH по лицензиям, закупленным в
США. Эта серия PH получила
ние N (PH NI и И ),
И только в PH следующей
II - был сделан первый шаг
пользовании национальной технологии
(II и III ступени PH HI). К 1987 г.
с помощью упомянутых PH было за-
пущено 37 космических объектов (е
основном ИСЗ), включая 2 КА для
исследования кометы Галлея [40].
Предполагается, что именно с по-
мощью PH серий М., N и Н буду1.
назва-
серии
в ИС-
реализовываться транспортные космические операции в конце
80-х - начале 90-х годов. При этом для выведения на низ-
кие околоземные орбиты предназначены PH серии М (рис.
77), а для выведения на высокоэнергетические орбиты -
PH NI.NII и Н I (рис. 78).
Ниже приводятся сведения об упомянутых PH, включая,
но в более краткой форме, и снятые с эксплуатации.
PH Lambda-4S [11] - четырехступенчатая ракета,
выполненная по схеме "тандем" с РДТТ на всех ступенях.
Она создавалась на базе трехступенчатой высотной ракеты
Lambda—4N накопления опыта в разработке, изготов-
лении PH и обеспечении запусков. Основные характеристики
Ракетных блоков всех ступеней PHLambda-4S даны в
,рабл. 29.
207
206
Характеристики PH Lambda—4S в целом следующие.
Стартовая масса, т 9,4
Длина (без ПН), м . ... 16,5 м
Максимальный диаметр, м 0,7
Масса ПН, выводимой на орбиту
500x3000 км, кг 10-12
Относительная масса ПН 0,0011-0,6612
208
Таблица 29
Характеристики PH Lambda-4S
Характеристики Старто- вые РДТТ I ступень II ступень III ступень IV ступень
Стартовая мас- са, т 1,0 5,0 2,47 0,83 . 0,11
Длина, м 5,8 8,4 3,9 3,0 1,1
Диаметр, м 0,3 °.7 °’7 о»5 0,48
Средняя тяга, кН 97 370 118 66 8 и-
Время горения, с 7,7 26 38 27 32
На последней ступени имелся автопилот, обеспечивающий
ее ориентацию параллельно земному горизонту. С 1966 по
1970 г. было осуществлено 5 запусков, только один из них,
последний 11 февраля 1970 г. - был успешным.
PHM-4S является базовой для всех PH серии М и выпол-
нена в 4—ступенчатом варианте по схеме "тандем". Все сту-
пени оснащены РДТТ (табл. 30).
Характеристики ступеней PH M-4S Таблица 30
Характеристики Старто- вые РДТТ I ступень II ступень III ступень IV ступень
Стартовая мае-
са, т 0,5 х 8 26,3 9,4 2,7 0,51
Длина, м 5,8 12,8 4,8 4,0 1,8
Диаметр, м 0,31 1,4 1.4 0,86 0,79
Тяга, кН ' s 97 850 г 290 132 27
Время горения, с 7,7 61 42 42 40
Системой управления вектором тяги обеспечивается только
ступень. Остальные 3 ступени стабилизируются вращением.
Кроме того, на IV ступени имеется автопилот, обеспечиваю-
щий ее ориентацию параллельно земному горизонту.
27-1 209
pH _М-ЗС выполнена в 3-ступенчатом варианте и имеет
практически такую же I ступень, как и предыдущая PH, при
следующих характеристиках остальных двух ступеней.
II III
ступень ступень
Стартовая масса, т 9,8 1,3
Длина, м 5,3 2,3
Тяга, кН 284 58
Время горения, с •!-; Й 6 9 45
Система управления этой PH - радиокомандная, при этом
I и П ступени снабжены системой управления вектором
тяги.
PH М-ЗН (М —S)- практически аналогична PH М~ЗС.Наибо-
лее существенным отличием является обеспечение и III сту-
пени системой управления вектором тяги.
PH M-3S-II отличается от PH М-ЗН увеличенной тягой
I ступени - до 1038 кН.
Основные характеристики PH серии М приведены в
табл. 31 [42]:
PH N I предназначена в основном для выведения ИСЗ
на геостационарную орбиту. Эта PH является 3-ступенчатой
и выполнена по схеме ‘'тандем". В качестве I ступени по-
пользуется I ступень PH Thor-Delta (США). Ее стартовая
масса 70 т, длина 21,4 м, диаметр 2,4 м. Двигатели этой
ступени - ЖРД МВ-3 тягой 765 кН - изготовляются по
лицензии в Японии. Компонентами топлива являются кислород
(окислитель) и RP-1 (горючее). Кроме того, ступень комп-
лектуется тремя твердотопливными ускорителями. На II сту-
пени (стартовая масса 5,8 т, длина 5,4 м, диаметр 1,4 м)
в качестве компонентов топлива используются четырехокись
азота и аэрозин-50. ЖРД II ступени (LE —3) тягой 53,35кН
(в вакууме) имеет вытеснительную систему подачи. Рабочий
телом системы наддува является гелий, давление наддува
~2 МПа. На III ступени используется созданный в США РД^
ТЕ -363-14 тягой ~ 40 кН. Первый полет этой PH осущес?'
влен 9 сентября 1975 г. С ее помощью было запущено
7 ИСЗ на геостационарную ороиту.
PH N II является модификацией PHN I. На I ступени
вместо трех твердотопливных ускорителей используется де-
вять, топливный отсек увеличен для заправки дополнитель-
210
Таблица 31
Основные характеристики PH серии М
Характеристики 1 M-4S М-ЗС М-ЗН M-3S-II
Стартовая масса, т 43,6 41 40 61
Масса выводимой ПН, кг
на орбиту 450 х 1500 км 75 . — и
на орбиту высо-
той 250 км, i - 31° 180 195 279 770
Относительная мас- са ПН (нй низкую орбиту) 0,0041 0,0048 0.006& 0,0126
Длина, м 23,6 5 20,2 ' 23,8 27,8
Максимальный диа- метр, м 1,41 1‘41 1,41 1,41
Год первого полета 1971 J 1974 1977 1985
О
ч
США усовершен-
ЖРД тягой
с фирмами
кооперации
ных 15 т топлива.
1ЦЛЛ л. -„"j В
ствована двигательная установкаП ступени.
43,8 кН допускает повторный запуск и имеет более высокий
Удельный импульс. Также с помощью фирм США усовершен-
ствована система управления, которая в этой модификации
является инерциальной и имеет более высокую точность.
Эти меры были направлены на повышение грузоподъемности. ~
Первый полет PH осуществлен 11 февраля 1981 г.
PH Н I является модификацией PH N II. I ступень пол-
ностью заимствована у PH N II. На II ступени используется
впервые созданный в Японии криогенный ЖРД LE-5. В ка-
честве компонентов топлива используются кислород и водо-
род,
В табл. 32 для сравнения представлены характеристики
ЖРД II ступеней PH N I, N II и NH I.
II ступень в целом имеет массу 10,1 т, включая 8,45 т
топлива. Конструктивно топливный отсек выполнен в виде
27-2 211
... V
Таблица 3 2
Сравнительное характеристики ЖРД II ступени PH N I
. N II и R I
Характеристики N I N II Н I
Топливо N2O4 +А-50 N2O4+A-5O о2 + н2 "
Тяга в пустоте, кН 53,348 43,816 98,068
Удельный импульс в пус- тоте, Н’с-кг 2845,85 3080,22 4314,86
Давление в камере сго- рания, МПа 1,14 0,862 3,43
Время работы, с 250 420 370
Соотношение компонен-
тов 1,5 1,9 5,5
Расход окислителя, кг/с 11,25 9,32 19,12
Расход горючего, кг/с 7,5 4,9 3,48
Давление в баке окисли- теля, МПа 2,01 1,54 0,31
Давление в баке'горю- чего, МПа 2,03 1,54 0,245
Давление в баках гелия, МПа 30,33 ; 30,09 30,4
Геометрическая степень
расширения сопла 26,1:1 65:1 140:1
двух, цилиндрических баков с совмещенным днищем. Наддув
водородного бака осуществляется газообразным водородом,
а кислородного бака - гелием. Для этой PH разработана но-
вая инерциальная система управления, которая включает в
свой состав Б ЦВМ.
Первый запуск PH Н I , осуществленный 13 августа
1986 г., успешно завершил программу ее создания продол-
жительностью более 10 лет.
В табл. 33 приведены основные характеристики PH N I,
N II и Н I.
Таблица 33
Основные характеристики PH N I, N II и В I
Характеристики N I N II Н I
Стартовая масса, т 90 135 140
Масса выводимой ПН, т
на орбиту высотой 1000 км 0,40 - 3,0
на переходную гео- стационарной орбиту 0,250 - 1,1
на геостационарную ор- биту 0,130 0,350 ' 0,550
Относительная масса ПН (на орбиту высотой 1000 км) 0,0044 0,021
Длина, м 32,6 35,4 40,3
Максимальный диаметр головного обтекателя, м 1,7 2,4 2,4
Год ввода в эксплуатацию 1975 1981 1986
PH Н II [40, 41, 163, 164] находящая в настоящее
время в стадии разработки, будет основным транспортным
средством Японии в 90-х годах. В этой PH предполагается
реализовать все достижения национальной технологии [164].
Основной цепью разработки этой PH является создание ядра
национальной инфраструктуры в космосе в XXI в. и обеспе-
чение работ по международным программам, в частности
Space Station. Требования по грузоподъемности опре-
делялись из условий обеспечения с помощью данной PH вы-
ведения на рабочую орбиту ОКС Freedom японского экспе-
риментального модуля JEM [ 1]» являющегося одной из
составных частей ОКС, и выведения на низкую околоземную
°рбиту японского КС Норе [42].
PH Н II выполнена по двухступенчатой схеме (с после-
довательной работой ступеней) с двумя твердотопливными
Укорителями (рис. 79 [42]). Отличительной особенностью
этой PH является использование на обеих ступенях криоген-
212
213
Рис. 79. Схема PH НИ: 1 - марк
шевый двигатель LE —7; 2 — бак
с жидким Н2 ; 3 - бак с жидким
О2’> 4 - двигатель II ступени
LE-5A; 5 - приборный отсек; 6 -
рама крепления полезной нагрузки;
7 - полезная нагрузка (ИСЗ ETS-
-6)
ных компонентов топлива (кисло-
рода и водорода).
Твердотопливные ускорители
(41, 165, 166] диаметром
~ 1,8 м, длиной 23 м имеет че-
тырехсекционный корпус. Для уп-
равления вектором тяги использу-
ется отклонение сопла от продольной
оси до + 5°# Основные характе-
ристики ускорителей следующие [ 41],
Стартовая масса, т 2 х 70
Масса топлива, т 2х 59
Тяга на уровне моря,
кН 2х 1570
Удельный импульс на
уровне моря,
Н’с/кг 2658
Время горения, с 95
I ступень LE -7 (рис. 80)
является ключевым элементом программы, так как в ней
заложены современные принципы двигателе строения - схема
с дожиганием, высокое давление в камере сгорания и т.д.
[167] . В состав ДУ входит маршевый кислородно-водороД! -
ный ЖРД тягой 915 кН (на уровне моря) с удельным им-
пульсом 4400 Н*с/кг (в пустоте) и 2 блока вспомогатель-
ных двигателей тягой 1,47 кН каждый, обеспечивающие уп-
равление по каналу крена во время функционирования марше-
вого ЖРД. Запас топлива составляет 85 т, из них кисло-
рода 72, 4 т и водорода 12,6 т, а объемы соответственно
68 и 195 мл Давление в баке окислителя 0,43 МПа, в
баке горючего - 0,34 МПа.
214
215
Для наддува кислородного бака используется гелий, 5 бач
ков которого (диаметром 0,55 м, давлением 20,6 МПа)
размещены в баке с жидким водородом. Гелий перед подачей
в бак подогревается в теплообменнике ДУ до температуры
~ 353 К. Водородный бак наддувается с помощью газообраз-
ного водорода (отбираемого из маршевого ЖРД), имеющего
после турбонасосного агрегата температуру 150 К и давле-
ние 2,75 МПа, который через систему регуляторов давления
и клапанов подается как в водородный бак, так и в блок
вспомогательных двигателей.
Каждый блок вспомогательных двигателей состоит из че-
тырех сопел с клапанным управлением. В качестве рабочего
тела во вспомогательных двигателях используется горячий
газ, отбираемый из предкамеры сгорания и имеющий после
добавления к нему газообразного водорода температуру
843 К. После окончания работы маршевого ЖРД в тече-
ние нескольких секунд для управления по всем трем каналам
используется газообразный азот, хранящийся в двух сфери-
ческих баках (диаметр 0,55 м, давление 30,4 МПа). До
1989 г. была проведена серия автономных испытаний основ-
ных агрегатов ДУ, а предварительные огневые испытания
планировалось начать в 1989 г. Первое огневое испытание
полномасштабной ступени со штатными баками запланировано
на 1990 г.
П ступень LE-5А практически идентична 11 ступени
LE-5 PH Н I с незначительным отличием в размерах, выз-
ванных необходимостью увеличить запас топлива. Ее харак-
теристики в составе PH Н II следующие [41].
Стартовая масса, т
Запас топлива, т .
Тяга (в пустоте), кН
Удельный импульс (в пустоте),
Н-с/кг
Время работы, с
15,7
13
103
4415
557
Для различных по габаритам полезных нагрузок PH Н II
разрабатываются 3 соответствующих головных обтекателя
(рис. 81 [165] ).
216
Рис. 81. Головные обтекатели для PH НИ: а - стан-
дартный; б - для двух полезных нагрузок; в - для круп-
ногабаритных полезных нагрузок
Ниже приведены основные массовые характеристики PH
НИ [ 421 .
Стартовая масса, т , 260
Масса выводимой ПН, т
на низкую околоземную орбиту 10 :
на переходную к геостационарной
орбиту 4
на геостационарную орбиту 2,2
на траекторию полета к Луне з,о
на солнечно-синхронную орбиту
высотой 700 км 5,0
Относительная масса ПН (на низкую
0 орбиту) 0,038
7 Общая длина, м 49
Максимальный диаметр, м 4
Разработка PH Н II, которая официально была начата в
1985 г., рассчитана на 7 лет, первый запуск PH планиру-
ется на 1992 г. [163, 168] . Стоимость первых запусков
28-1 217
оценивается в 80 млн. долл. [165] . Кроме основного ва-
рианта, данные о котором представлены выше, разрабаты-
ваются проекты различных ее модификаций. Ниже представ-
лены данные о двух из них, отличающихся от основного ва-
рианта в одном случае числом твердотопливных ускорителей
(шесть вместо двух), а во втором - заменой твердотоплив-
ных ускорителей ускорителями с ЖРД [42].
Вариант с шестью РДТТ Вариант с двумя ЖРД
Стартовая масса, т 540 630
Масса выводимой ПН, т
на низкую околоземную орбиту 15 ' 25
на переходную к геостационар- ной орбиту 6 10
на геостационарную орбиту 3,3 5,5
Относительная масса ПН (на авэ— кую околоземную орбиту,) 0,0278 ' 0,0397
Как уже отмечалось выше, в качестве одной из полезных
нагрузок для PH Н II предусматривается КС Норе ( Н II Or-
bital Plane), разработка которого под эгидой NASDA на-
чалась в 1987 г. [ 163]. Этот аппарат подобен КС Hermes
(разработка стран Западной Европы) с одним принципиальным
отличием - КС Норе является беспилотным. По первоначаль-
ному проекту предполагалось создание КС со стартовой мас-
сой от 20 до 25 т, однако в конечном итоге было принято
решение о создании аппарата со стартовой массой 10 т, бла-
годаря чему для его запуска не потребуется наращивать
грузоподъемность PH Н II Схема КС Норе и его компоновка
в составе PH Н II представлены на рис. 82 [42].
Ниже приведены основные характеристики КС Норе [42,
163]. t ,f
Масса, КС, т
при старте . < ™ , 10,Qss
при возвращении , 5 75 !
218
Доасса полезной нагрузки, т
при старте 1»7
при возвращении 1»2
Доасса топлива, т 2,0
Сухая масса КС, т . 6,3
2
Площадь крыла в плане, м 30,С
Продолжительность орбитального полета, я ; /
.г.
Основной задачей КС Норе является доставка на японс-
кий экспериментальный модуль JEM, который будет функцио-
нировать в составе ОКС Freedom, различных грузов, т.е.
по существу - обеспечение материально-технического снаб-
жения ОКС. Ориентировочный срок завершения работ по
созданию КС Hone - конец 90-х годов.
Параллельно с разработкой КС Норе под эгидой ISAS
ведется исследования концепции высокоманевренного экспе-
риментального КС Himes (Highly Manoeuvrable Experimental
Space Vehicle) [42, 169]. Этот аппарат предназна-
чается для проведения непродолжительных научных исследо-
ваний на орбите и отработки технологий для перспективных
крылатых КА. По одному из последних проектов КС Himes
[42] представляет собой аппарат с вертикальным стартом
и горизонтальной посадкой (рис. 83). Выведение КС Himes
на орбиту предусматривается с помощью PH Н II. Стартовая
масса КС Himes 13,75 т, сухая масса 2,75 т, масса по-
лезной нагрузки 0,5 т.
Навигация и управление должны обеспечиваться бортовой
инерциальной системой и глобальной спутниковой навигаци-
онной системой Navstar GPS.3axon на посадку и приземление
предполагается осуществлять с помощью микроволновой по-
садочной системы.
При исследовании концепции КС Himes рассматрива—
О лись различные аспекты его применения. Во-первых, предус-
01 матривалось выведение КС на высоту 100 км для выполне—
ъ| ния в течение 50 с суборбитального полета экспериментов
в условиях микрогравитации, после чего КС осуществляет
вход в атмосферу, заход на посадку и приземление.
Во-вторых, планируется полет КС по траектории исследо-
вательской ракеты с достижением максимальной высоты
28-Х
219
I
Рис. 82. Схема КС Норе
и его компоновка в составе PH Н II
221
Рис. 83. Схема КС Himes: 1 - бак жидкого Н2 ; 2 - бак жидкого С3 - отсек полезной
нагрузки
300 км. Для торможения КС при возвращении предусматри-
вается использование ДУ. По расчетам, максимальная ско-
рость полета в плотных слоях атмосферы КО Himes при
спуске должна составить около 1000 м/с, что позволит от-
казаться от применения специальной системы теплозащиты.
Для обеспечения 50-секундного полета на больших высотах
в режиме квазистанционарного планирования необходимо пов-
торное включение ДУ. Этот режим необходим при исследова-
нии потоков заряженных частиц ионосферы.
В-третьих, предусматривается выполнение испытательного
полета на большую дальность для моделирования возвращения
крылатого КА с околоземной орбиты. После достижения вы-
соты 125 км осуществляется разгон КС с последующим вхо-
дом в атмосферу с планированием в район посадки.
В составе основной ДУ предполагается использовать
2 кислородно-водородных ЖРД с высоким давлением в каме-
ре сгорания и двухпозиционным соплом. Тяга одного ЖРД
около 140 кН при изменении уровня тяги от 40 до 105%
от номинального значения.
В конце 80-х годов планировались летные испытания мо-
дели КС (1:6) в процессе которых после подъема на аэро-
стате на высоту 20 км она должна совершить ракетодинами-
ческий маневр [170] .
Предполагается, что КС Himes может быть создан к кон-
цу 1990-х годов. В перспективе эта программа будет объе-
динена с одной из программ разработки ВКА, создание кото-
рого рассматривается в Японии как одна из перспективных
задач. Кроме того, КС Himes рассматривается как вариант
транспортного средства для выведения ИСЗ на низкие около-
земные орбиты.
Следующим шагом в расширении парка транспортных кос-
мических средств Японии, рассчитанных на отдаленную перс-
пективу, является разработка проекта ВКА, выполняемая на-
циональной авиакосмической лабораторией NAL (National Ae-
rospace Laboratory), в процессе исследований возможных кон-
цепций рассматриваются ВКА с горизонтальным стартом и
посадкой, снабженные комбинированными ДУ, включающие раз'
личные виды ВРД и ЖРД. Один из таких вариантов ВКА в
схематичном виде представлен на рис. 84 [42].
Стартовая масса ВКА 350 т, посадочная масса 101 т,
масса топлива 244 т (жидкий кислород 164 т, жидкий вод0'
род 80 т) [42] . ВКА имеет треугольное крыло двойной
стреловидности, разнесенное двухкилевое оперение и передне6

ТдfinПИД
горизонтальное оперение.
222
1—-3 Д 1 л S 2 « R К Ю 1-4 Г- со со со СМ ' CD । ',
г-( § о О Я £ § S S CD CD CD CD
о
СО £ S
г-( 8 «“ § .
5* , х а V.. 1 £ „• £ § “ 1 1 1 О СО
о* О га 2

«
со L-J А § 1 и □Зв i t т“Н СМ ,
И ИНС | | | я § о 2 ?* со м t* iv'/
в 1 1 <'
к «э А О о о
л § g к & д о о о о 1
h 0 а 2 р д в о sS гц s я га х
а о Л °» О 2 1 ‘, i '*
х _ X ф >» Я
§ Н*!1 г» со ч 1 4
ф Е JS Я Я X h ” .га га га я л 1 А. А А
•& £•* л) 1 Я со В х
8 X X § нагрузки, на други орбиты 1 1 1 1Я«-'С' X S я о ? § 2<я « s “23 ч 2“ О “ § О~о s 2.Ю & g. ю S £ со* й см* £ g О £ 1
О и о со £
я а h и ь* а и ,5 о 3 о. 'Я 5 S ? « о ° и о я u -L °0- о о ш о CM j ; '4 СМ
§ Е « 1 и ? о Ф _ 1 я
0 S £Х Ф s th 2 я а, >> £ Ф S h Я h § В Я О Я Я о а о о ю й я о ф я а. 0,25 1~4 о ; f « ;
и И и х и я о НЧ
S. я X ® А 2 £ р ю S Я J. t О L Ь" ‘ ",
a j я § К « |- о.
й я га о О со 14 . " л- ' ’ •
й g д ± § ; й g 7,: 2 Я : , i .}..
нм
/• п® ° 0. я Z Z з-' > '
223
Основные характеристики PH серий N и Н [2, 40, 41, 42] Таблица 3 5
к> Характеристики N I N II К I Н II
Стартовые ускорители
Длина, м — 7,3 7,3 23,0
Макс, диаметр, м — 0,8 0,8 1,8
Стартовая масса, т 13,5 40,3 40,3 2x70
Двигатель. 3 хCastor 2 9 х Castor 2 9 х Castor 2 —
топливо твердое твердое твердое твердое
масса топлива, т 11,4 33,6 33,6 2х 59
тяга, кН Зх 231 9x231 1325 (на уров- 2х1570
не моря) (на уровне
моря)
уд. импульс, Н’с/кг — 2305 (на уров— 2658
: •' не моря)
время горения, с - л* — 95
I ступень
Длина, м 21,4 22,7 22,7 ‘ 29,0
Макс, диаметр, м 2,4 2,4 ' 2,4 4,0
Стартовая масса, т 70 86 86 97

Двигатель МВ-3 МВ-3 МВ-3 LE—7
топливо O?/RP—1 O?/RP-1 o2/rp-i 02/н2
масса топлива, т 66,0 81,4 81,4 85,0
тяга, кН 765 765 765 (на уров- не моря) 915 (на уров- не моря)
уд. импульс, Н*с/кг 2440 2440 2480 (на уров- не моря) 4400 (в пустоте)
время работы, с II ступень — “ 320
Длина, м 5,4 5,8 8,0 10,0
Макс, диаметр, м 1,4 2,4 2,4 4,0
Стартовая масса, т 5,8 6,8 10,1 15,7
Двигатель LE-3 LE-3 LE-5 LE-5A
топливо n2c4/a-50 N2O4/A-5O Ог^г о2/н2
масса, топлива, т — — 8,45 13,0
тяга, кН 53,4 43,8 98,1 103(в пус- тоте)
уд. импульс, Н*с/кг 2850 3080 4315 4415 (в пус- тоте)
время работы, с 250 420 370 557
м
м
сл
to
СО
Й
ю
<ч
ь
ф
S
и
ф
я
й
о
а
о
а
К
со 't
ci ci
время горения, с
Головной обтекатель
226
о
см
тЧ
О
<х °. 2
ф
<м
со
о
у
- in
СМ со см
&
о
V
см
н
Предполагается, что если предыдущие программы (НИ,
Himes и др.) будут реализованы в плановые сроки, то
создание ВКА с ДУ, включающими, например, ГПВРД и ЖРД
с подфюзеляжными воздухозаборниками будет возможно уже
к концу 90-х годов, а с комбинированной подфюзеляжной
интегральной ДУ - в начале 2000 г.
Для обеспечения запусков носителей на территории
Японии функционируют 2 космодрома: Танегасима (30 24’
с.ш., AV •* 401,1 м/с при запуске в восточном направле-
нии) и Кагосима (31°15* с ш., AV = 397,3 м/с) [бО].
Основные данные по японским PH приведены в табл. 34
и 35 .
6. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ КНР
Практическое становление ракетно-космической техники
в КНР относится к концу 1950-х годов, когда была созда-
на лабораторная база, развернутая теоретические и экспери-
ментальные исследования^ включая запуски исследовательс-
ких ракет. С 1965 г. в КНР осуществляется программа
создания ИСЗ и обеспечивающих их выведение PH [17].
Именно на базе исследовательских ракет была создана пер-
вая PH, с помощью которой 24 апреля 1970 г. был запу-
щен первый китайский ИСЗ массой 173 кг. Эта PH положи-
ла начало семейству китайских PH, известных под названием
Long March или CZ (Chang Zheng); последнее и будет
29-2 227
использоваться далее. Первая PH имела соответственно наз-
вание Long March I, или CZ I. В ряде публикаций эта PH бы-
ла названа CSL [17,61] .
Параллельно с подготовкой к осуществлению запуска пер-
вой PH с конца 60-х годов была развернута программа соз-
дания следующей PHCZII, имевшей грузоподъемность более
чем в 2 раза превышающую грузоподъемность PH CZI.
Таким образом, была решена проблема запуска достаточно
тяжелых ИСЗ (до 2 т) на низкую околоземную орбиту.
Интерес во всем мире к использованию стационарных
связных ИСЗ вызвал необходимость в создании PH с еще
большей грузоподъемностью. Эта задача была успешно реше-
на в КНР созданием PH CZIII (начало разработки отно-
сится к 1975 г.), которая уже в апреле 1984 г. вывела
на орбиту первый китайский стационарный ИСЗ. Основной
задачей этой PH является обеспечение запусков в первую
очередь стационарных ИСЗ, но предусматривается ее исполь-
зование и для выведения ИСЗ на солнечно-синхронную и низ-
кую околоземную орбиты. Первым запуском этой PH был
зафиксирован также успех КНР в области криогенной техники
III ступень PH СZ III в качестве компонентов топлива ис-
пользует кислород и водород. В процессе разработки этой
ступени в КНР была создана экспериментальная и производ-
ственная основа для криогенной технологии, что позволяет в
ближайшем будущем развивать успех в части создания PH
большой грузоподъемности с высокой массовой отдачей.
К концу 1988 г. в КНР было осуществлено 25 запусков
[43, 44] , из них 16 успешных, и выведены на рабочие
орбиты 20 ИСЗ (в одном из запусков были одновременно
выведены 3 ЙСЗ). На рис. 85 представлены в схематизиро-
ванном виде упомянутые PH семейства CZ, а ниже приво-
дятся сведения об основных характеристиках каждой из них.
CZ I представляет собой трехступенчатую PH с после-
довательным соединением ступеней, на I и II ступенях ис-
пользовались ЖРД на высококипящих компонентах (четырех-
окись азота и несимметричный диметилгидразин), а на III
ступени - РДТТ. Тяга ЖРД I ступени 1101, 7 кН, II сту-
пени - 294,3 кН. Используемый на III ступени итальянский
РДТТ Iris (масса топлива 1,574 т) имеет удельный им-
пульс 2854,7 Н’с/кг [451 . Максимальная грузоподъемность
PH (300 кг на орбиту с высотой апогея 1830 км, высотой
перигея 268 км и наклонением 70 ) была реализована во
время второго успешного запуска в 1971 г. Ниже приведены
228
CZ I
CZ H
Рис. 85. Ракеты-носители семейства CZ
основные характеристики одной из последних (1987 г.)
модификаций этой PH (CZIM ) [17, 43].
'-'Гартовая масса, т " • 85,0 <
^чальная тяга, кН ' — ' 1099
^Щая длина, м 35,5
229
Максимальный диаметр, м Диаметр головного обтекателя, м Максимальный диаметр ПН, м Масса выводимой ПН (на круговые орбиты), т Н “ 300 км, i • 57° Н - 300 км, i - 70° Ни 903 км, i =* 99° 2,25 1.8 1,56 . 0,9 0,83 0,45
Относительная масса ПН (на круговую орбиту высотой 300 км, i » 57°) 0,0106
PH CZ II. В начале 70-х годов была начата разработка
следующей PH этого семейства CZ II (известной также дод
названием FB-1 - Feng Bao I ) первый запуск которой в
двухступенчатом варианте 12 июля 1974 г. закончился ава-
рией. Но уже 26 июля 1975 г. (до этого был еще один
неудачный запуск) новая модификация этой PH - CZ ПС -
вывела на низкую околоземную орбиту тяжелый ИСЗ (массой
около 2 т). После завершения поограммы исследований этот
ИСЗ был возвращен на Землю, чем было проиллюстрировано
решение еще одной серьезной проблемы.
На обеих ступенях этой PH в качестве компонентов топ-
лива используется четырехокись азота и несимметричный
диметилгидразин. 4 ЖРД I ступени YF-20 тягой 27 86 кН
закреплены в карданном подвесе, чем обеспечивается управ-
ление по каналам тангажа и рыскания. ЖРД II ступени
YF -22 закреплен неподвижно на двигательной раме, а для
управления используется управляющий ЖРД YF — 23. Общая
тяга двигательной установки И ступени составляет 762 кН
[45].
PH CZ II стала основной как в программе запусков ИСЗ
военного назначения, так и исследовательских и народнохо-
зяйственных ИСЗ. В варианте CZIIC до 19 86 г. было осу-
ществлено 8 запусков. Ниже приведены основные хаоактепис-
тики PH CZ II 117,43] •
Стартовая масса, т 191,6
Начальная тяга, кН * 2786
Общая длина, м ’ 34,0
Максимальный диаметр, м 5 3,35
Диаметр головного обтекателя, м 2,2
Масса ПН (на орбиту 185 х400 км,
i - 63,4°), т 2,0
Относительная масса ПН 0,0104
230
Рис. 86. Варианты PH CZ ПС
Известны 5 вариантов PH CZIIC, отличающихся составом
полезной нагрузки и параметрами рабочей орбиты (рис. 86)
С17].
1 вариант предназначен для выведения сдвоенных полез-
8ых нагрузок: тяжелых ИСЗ (до 2000 кг) на низкую орби-
ту и малых ИСЗ, оснащенных собственным разгонным бло-
ком ОТМ (Orbit Transfer Module) общей массой около
220 кг - на высокую. Тяжелый ИСЗ выводится на орбиту
вьюотой 185 х 400 км, наклонением 63,4°, а малый ИСЗ
с помощью ОТМ - на высокоэнергетическую. В частности
этом варианте планировалось выведение шведского ИСЗ
231
2 вариант предназначен для выведения ИСЗ на высокоэнер,
гетические орбиты. Как и в первом варианте, для перехода
с базовой орбиты используется разгонный блок ОТМ, который
запускается в апогее базовой (и соответственно в перигее
рабочей) орбиты. Грузоподъемность PH в этом варианте в
зависимости от параметров орбит следующая.
Базовая орбита, Н =* 200 х 1000 км,
i = 63,40 1,7 т
Рабочие орбиты
1000х 39500 км, i = 63,4° ; 0,5
ЮООх 150000 км, i = 63,4° 0,38
3 вариант - предназначен для выведения нескольких ИСЗ
как с различными высотами рабочих орбит, так и с различ-
ными наклонениями. В этом случае в зависимости от пара-
метров орбит грузоподъемность PH следующая.
Базовые орбиты
200 х 1000 км, i = 63,4° 1,7 т
200х 900 км, i = 98 » 1,2 т
Рабочие орбиты
круговая Н = 1000 км, i - 63^4° 1,0 т
круговая Н= 900 км, i 98 0,75 т
Первый (верхний) ИСЗ отделяется в этом варианте в нап-
равлении вдоль продольной оси PH, а нижние - в поперечном
Для перехода на рабочие орбиты здесь также используется
разгонный блок ОТМ.
4 вариант предназначен для выведения на низкую около-
земную орбиту ИСЗ HS —399 (США), который снабжен соб-
ственными разгонными блоками для обеспечения перехода
на высокоэнергетическую орбиту. Грузоподъемность PH в
этом варианте составляет 2,6 т (базовая орбита - круговая
высотой 200 км, i =* 28,5°).
5 вариант предназначен для выведения на переходную к
геостационарной орбиту ИСЗ класса HS -376 и RCA—3000. '
В обоих случаях для перевода с базовой на переходную к ге°" ,
стационарной орбиту предполагается использование МТА
РАМ—D. В отличие от предыдущих вариантов в этом варианте
увеличен запас топлива (и соответственно размеры топлив-
ных баков) на II ступени. Грузоподъемность PH в этом ва-
рианте в зависимости от параметров орбит следующая.
232
разовые орбиты о
круговая Н а 300 км, i “ 28,5q
круговая Н “ 200 км, i “ 28,5
рабочая орбита (переходная к геоста-
ционарной)
3,6 т
3,9 т
1,25
PH С Z ИЕЭтот тяжелый носитель был создан в середине
80-х годов, первый запуск осуществлен 29 января 1984г.
и в том же году с его помощью был выведен первый китай-
ский стационарный ИСЗ. Основой этой PH являются две
первые ступени PHCZ ПС, а для III ступени этой PH был
создан новый четырехкамерный кислородно-водородный ЖРД
YF -73 тягой 44,1 кН и удельным импульсом 4169,2 Н’с/
кг [45]. Ниже приведены основные характеристики PH CZ
III [17, 43].
Стартовая масса, т ; 202
Начальная тяга, кН 2786
Общая длина, м 43,85
Максимальный диаметр, м 3,35
Диаметр головного обтекателя, м 2,6
Максимальный диаметр ПН, м 2,3 '
Масса выводимой ПН (на переходную к
геостационарной орбиту с высотой **
перицентра 200 км, i “ 28,5 ), т . 1,4
Для выведения на переходную к геостационарной орбиту
ИСЗ класса HS-376 и RCA-3000 предполагается использо-
вание МТА РАМ-Вл. С 1984 по 1986 г. были осуществлены
3 запуска этой PH (все успешные).
PH CZ IV - очередная модификация PH этого семейства,
первый запуск в конце 1988 г. [172] PH CZ IV [4б]
создана на базе I ступени, используемой в ряде предыду-
щих модификаций, в частности CZ ПС и CZIII, II ступени
L 180 на высококипящих компонентах, разрабатываемой ра-
нее для PH CZIII, и ступени L14 (масса топлива 14 т) с
Двумя ЖРД тягой 49 кН каждый. По данным [46] , опуб-
ликованным еще до первого запуска, предполагалось, что на
солнечно-синхронную орбиту эта PH сможет выводить полез-
Ную нагрузку массой около 1,5 т, а по более поздним данг-
HbiM [172] — до 2,5 т.
Запуски упомянутых выше PH в целом на период до кон-
Дв 1987 г. продемонстрировали достаточно высокий уровень
J Таблица 36
Основные характеристики ракет-носителей КНР [17, 43, 45, 46, 130, 172, 174, 175]
I Число Ьзапус- ков за время эксплу- атации
выводимой полезной нагрузки, т на другие орбиты
на гео- стацио- нарную орбиту
на пере- ходную к геоста- ционарной
A S ь
ю к
л ю
я о о.
и га о
О ? X <М О га
Г- Г~ f со СО CD О с.
05 О) ' Q О) . О) О) q
’-f 1-4 »"• Н г4
>-< СМ Н ' СМ
Ч Ч о
СО Г- о
со Ю ^4
о о
о о
о
со
‘ I
1 I I
I I I
СО г- CD со г-( i 1 1
А в £ о 1 S в «—ч § 1 А Is*** о V §
т о 1 о. В в 1 Ю о" в в ф в в в о о. к о А в "to ® О СМ в ft 1 1 1
1 1 1 1 1 1 1 1
см •» - СО CD СМ сА 0 ю 1
1 1 tA о" со * 1 . Ю СМ СО 0 я
CD О ы о со см ы о ю СМ О ы CJ со СО ы о 1 л ы ' О 1 < N О о CD -J 1 ы О СТ. НАЛ, — 4V —
234
надежности, который оценивается величиной около 90%, о
чеМ свидетельствуют данные о запусках всех PH. КНР [43]
начиная с первого, закончившегося аварией (PH CZ I).
В табл. 36 представлены сведения о находящихся в
эксплуатации PH КНР, которые составят основу парка
транспортных космических средств и в следующем десятиле-
тии.
Следует отметать большую активность КНР по выходу
на международный рынок в части обеспечения запусков
коммерческих ИСЗ. В качестве потенциальных заказчиков с
корпорацией CGWIC (ChinaGreat Wall Industry Corporation),
которая создана в КНР для курирования коммерческой дея-
тельности, вели переговоры частные и предварительные ор-
ганизации США, Франции, ФРГ, Пакистана, Ирана, Австра-
лии, Швеции, Гонконга [173]. Только по контракту с фир-
мами США уже запланирован до 1994 г. запуск девяти
ИСЗ [174]. Планы ближайших коммерческих запусков отра-
жены в табл. 37 [ 44, 130, 172].
Таблица 37
Планы коммерческих запусков PH CZ
ИСЗ Страна PH Год запуска
As i as at -1 Гонконг CZ III 1989
Freja Швеция CZ II 1991
Aussat-Bl Австралия CZ HE 1991
Aus s at -E 2 Австралия CZ HE 1992
В целом в 90-х годах, по заявлению представителей
корпорации CGWIC, в КНР планируется запускать до
12 ИСЗ в год (китайских и зарубежных) [172].
С целью расширения возможностей в борьбе за коммер-
ческий рынок разработаны проекты еще трех модификаций
существующих PH [45, 176] специально ориентированных
Ча коммерческие запуски ( CZ III A, CZII-4L(CZ IIE),CZIIIA-4L)
Общей в этих PH является новая I ступень L 180, отли-
чающаяся от используемой ранее в составе PH CZ ПС и
OZ III большим запасом топлива (на 40 т) и увеличением
*яги каждого из четырех ЖРД приблизительно до 736 кН.
30-2 235
Рис. 87. Модификации PH CZ для коммерческого исполь^
зования: а —CZ ША;б — CZ II—4L; в — CZ IIIA—4L
Ниже рассмотрены отличительные особенности каждой из
этих модификаций и приведены их основные характеристики
_РН CZ IIIA (рис. 87, а) В состав этой PH, кроме упо-
мянутой I ступени L 180, входят II ступень L35 на высоко-
кипящих компонентах (масса топлива 33 т) и III ступень
Н 18 (масса топлива 18 т), снабженная двумя ЖРД YF75
тягой 88,3 кН каждый. Масса полезной нагрузки, выводи-
мой на переходную к геостационарной орбиту, составляет
2 500 кг. Предполагается, что полеты данной PH могут быть
начаты в 1992 г. [43,45, 46].
PH CZ II-4L (см. рис. 87, б) Отличительной особенностью
этой PH является наличие четырех жидкостных ускорителей
LB -40, содержащих по 40 т топлива каждый и ЖРД YF-20
тягой 687 кН. Кроме этого, в ее составе I ступень
L 180, II ступень L 35, а IIIступень может меняться в за-
236
рисимости от задачи и в соответствии с этим масса полез-
ной нагрузки при выведении на переходную к геостационар-
ной орбиту будет изменяться от 1,65 до 2,93 т. При вы-
ведении на низкую околоземную орбиту масса полезной наг-
рузки будет составлять около 9 т.
PH CZ IIIA—4L(cm. рис. 87, в ).Эта PH отличается от
предыдущей только Ш ступенью,, которая в данном случае
позаимствована из PH CZ IIIA ,что позволит выводить на пе-
реходную к геостационарной орбиту полезную нагрузку мас-
сой 4 т.
В табл. 38 приведены основные характеристики упомяну-
тых модификаций PH. Обращает на себя внимание тот факт,
что часть разрабатываемых PH предусматривает использо-
вание при выведении на высокоэнергетические орбиты МТА
других стран, в частности МТА PAM-AhPAM-D2(CLUA),
МТА Iris (Италия), МТА ОТМ (Швеция).
На более отдаленную перспективу рассчитан ряд модифи-
каций, направленных на создание парка PH, обеспечивающих
выведение на низкую околоземную орбиту полезных нагрузок
большой массы. В частности, расматриваются модификации
PH CZ II,первая из которых CZ НЕ будет снабжена четырьмя
ускорителями с ЖРД и сможет выводить на низкую орбиту
около 3,5 т [174] , вторая СZ II—8Lc увеличением до вось-
ми числа ускорителей до 13 т, а на переходную к геостацио-
нарной орбиту - 5,3 т. При аналогичном подходе к PH
CZniA,—4L, увеличении ускорителей до восьми, масса по-
лезной нагрузки на низкую околоземную орбиту составит
^22 т [46].
Основная часть запусков китайских PH была осуществле-
на с космодрома Juiquan (расположенного в северной час-
ти КНР)г который специализируется по запускам в основном
исследовательских ИСЗ, а запуски PH CZ Ш осуществлены с
южного космодрома Xichang, который специализируется по
запускам прикладных ИСЗ (связных, метеорологических и
т.Д.). Запуск PHCZ IV был осуществлен с нового стартово-
го комплекса (провинция Xiangsi) [1721.
Запуски PH поддерживаются широкой сетью наземных
средств, замыкающихся на центр управления Xian и вклю-
чающих в свой состав ряд станций слежения, расположенных
на кораблях, наземных станций слежения, в' том числе стан-
ок» слежения, входящую в состав международной системы
спутниковой связи Intels at. Наземные станции оборудованы
с°временной вычислительной техникой и другими средствами
237
Таблица 38
Основные характеристики модификаций PH семейства CZ
Характеристики CZ IIIА CZI1-4L CZIIIA-4L
Стартовая масса, т 239 419 420
Начальная тяга, кН 2943 5572 5572
Максимальный диаметр, м 3,35 3,35 3,35
Диаметр ускорителей, м — 1,65 1,65
Максимальный поперечный размер, м 6,8 6,8
Диаметр головного обтекате- ля, м 3,35 4,0 4,0
Общая длина, м 52,4 46,5 61,0
Масса выводимой ПН, т на низкую околоземную ор- биту (Н м 200 км, i и “ 25,5°) 9,0
: на переходную к геостацио- нарной орбиту < до 2,5 4,0 до 5,0
Относительная масса ПН (на низкую орбиту) 0,0215
Планируемый год начала поле- тов в коммерческих целях 1992 1990 1993
обеспечения контроля и управления, которые позволяют взаи-
модействовать с международной сетью, что является важным
обстоятельством при запуске коммерческих объектов других
стран.
7. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ ИНДИИ
Индия — седьмая страна, которая обеспечила выведение
орбиту ИСЗ с помощью PH собственного производства. Этот
важный практический шаг в освоении космического простран-
ства был сделан 18 июля 1980 г. Запуск был осуществлен
с помощью твердотопливной PH SLV-3 с космодрома Шри-
238
харикота (в 100 км от Мадра-
са). Вслед за этим была раз-
вернута программа создания сле-
дующей модификации этой PH
(с большей грузоподъемностью)—
ASLV, первый запуск которой
был осуществлен в марте
1987 г. и закончился аварией
из-за отказа РДТТ I ступени
[177]. На рис. 88 представле-
ны в схематизированном виде
обе упомянутые PH, а ниже при-
водятся краткие сведения об ос-
новных характеристиках эксплуа-
тирующихся и разрабатываемых
PH Индии [178].
PH SLV-3 (Satellite Launch
Vehicle) - четырехступенча-
тая PH, выполненная по схеме
''тандем''» с РДТТ на всех сту-
пенях. Масса, полезной нагруз-
ки первого варианта этой PH
Рис. 88. Схемы эксплуа-
тирующихся PH Индии
составляла 40 кг при выведении на круговую орбиту высо-
той 400 км. Основные характеристики PH следующие [Ц].’
Стартовая масса, т 17,3
Масса полезной нагрузки, т 0,04 »
Относительная масса полезной нагрузки 0,0023 .
Длина, м , 19,4
Максимальный диаметр, м 1,0
Имеются сведения о четырех запусках этой PH - один
Из них был неудачным [11].
PH ASLV (Augmented Satellite Launch Vehicle) - пятисту-
пенчатая PH, созданная на базе предыдущей PH SLV и от-
личается от нее в основном наличием двух стартовых РДТТ
и системой управления. Длина PH 23,5 м. При стартовой
Массе 40 т [6О] расчетная грузоподъемность PH составляет :
150 кг (при выведении на круговую орбиту высотой 400км),
Обе попытки запуска этой PH (первая - 24 марта 1987 г.,
ьторая - 13 июля 1988 г.) закончились аварией. В обоих
Случаях наблюдался отказ РДТТ I ступени. Третий запуск в
°ерии из четырех запусков в рамках летных испытаний пла-
нируется на 1990 г. [178].
239
PH PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle)- четырехступен-
чатая PH, находится в стадии разработки [178]. Запуски
PH этого семейства намечены на 1990 г. Масса новой PH
составит 275 ту длина с учетом головного обтекателя 44 м,
диаметр 2,75 м. I ступень с шестью твердотопливными ус-
корителями разрабатываются в космическом центре им.
Сарабхаи. II ступень впервые в Индии разрабатывается на
жидких компонентах топлива и проходит в настоящее время
испытания во Франции. Ш ступень PH - твердотопливная,
IV ступень - жидкостная на высококипящих компонентах
топлива,
В подобной комплектации PH PSLV сможет доставлять
ПН массой до 1 т на солнечно-синхронную орбиту высотой
900 км. В 1992 - 1993 гг. для этой PH будет разрабо-
тана IV ступень на кислородно- водородном топливе, что
позволит выводить полезную нагрузку массой до 2 т на
переходную к геостационарной орбиту (в частности, ИСЗ
Insat-2 и ИСЗ для исследования природных ресурсов).
PH GSLV (Geosynchronous Satellite Launch Vehicle) -
проект двухступенчатой PH с ЖРД, разрабатываемый фирмой
Hindustan Aeronautics Ltd для выведения полезной наг-
рузки на геостационарную орбиту [179].
Наряду с эксплуатацией космодромов в Тривандраме и на
острове Шри-Харикота продолжаются поиски места для строи-
тельства космодрома для запуска PH по азимутам, необходи-
мым для выведения полезной нагрузки на полярные и солнеч-
но-синхронные орбиты. Наиболее подходящим считается район
Баласура вблизи существующей станции для запуска метеоро-
логических ракет.
8. МОДЕЛИ ОЦЕНКИ ЭФФЕКТИВНОСТИ .
РАЗРАБАТЫВАЕМЫХ НОСИТЕЛЕЙ
Ввод в эксплуатацию ряда одноразовых PH и частично
многоразового ТКА Space Shuttle позволил на базе известных
методов регрессионного анализа существенно уточнить прог-
ностические модели по определению затрат на вновь разраба-
тываемые образцы ракетно-космической техники. Здесь, в
первую очередь, следует выделить разработки космического
отдаления фирмы МВВ (ФРГ) [180]. Отличительными особен-
ностями новых моделей расчета эффективности проектируемых
PH являются: переход от стоимостных показателей к тру доз ат'
240
ратам, из?.-°ряемым в человеко-годах (чел.—год); учет в
обших затратах на космическую программу составляющих на
этапы предварительной разработки, а также на этапы после-
полетной эксплуатации и обслуживания; расширение единой
методики оценки эффективности на одно- и многоразовые но-
сители как в пилотируемом, так и в беспилотном вариантах.
Наиболее известной среди опубликованных [180,181]
является модель прогноза эффективности носителя TRANSCOST,
состоящая из трех больших подмоделей: подмодели затрат
яа разработку элементов и систем носителя; подмодели зат-
рат на производство, сборку и испытания материальной час-
ти; подмодели затрат на эксплуатацию носителя. В качестве
единицы трудозатрат принят 1 чел.—год, являющийся осред-
ненным показателем, учитывающим не только оплату прямых
рабочих услуг, но и затраты на материалы, компоненты,
аренду ЭВМ, транспортные услуги и пр. Пересчет трудозат-
рат из чел.-лет в традиционные единицы стоимости произ-
водится с учетом роста производительности труда и темпа
инфляции каждой стоимостной единицы. Для примера приведем
связь между 1 чел.-годом и долларом (экю) за период
1980-1987 гг.
1980 92 500 долл. (66 ООО экю)
1981 103'000 долл. (72 500 экю)
1982 111 ООО долл. (80 ООО экю)
1983 116 ООО долл. (88 ООО экю)
1984 120 ООО долл. (95 ООО экю)
1985 129 100 долл. (126 000 экю)
1986 138 600 долл. (123 000 экю)
1987 148 ООО долл. (131 000 экю)
Подмодель затрат на разработку элементов и систем
носителя включает в себя затраты на разработку и цикл на-
земных испытаний всех компонентов носителя. С учетом
10%-ного увеличения затрат на сборку и наземные испыта-
ния выражение для затрат на разработку N -ступенчатого
аппарата CDa3Dt имеет вид:
Р N N
Сразр.-Ы<* "s+ 1 НЕ>’ (1)
Г'Де Hg — затраты на разработку новых ракетных блоков
(исключая затраты на разработку двигателей); Hg—затраты
31-1 241
на разработку новых двигательных установок (при использо-
вании уже эксплуатирующихся ДУ равные нулю).
Составляющие затрат Hj в выражении (1) записываются
в виде функций от массы системы М, фактора новизны раз-
работки fp уровня требования к технологическим процессам
f2» потребностей создания новых связей между промышлен-
ными предприятиями fj:
Hi = aMxf1f2f3 (2)
Величина коэффициента fl колеблется от 1,25 для прин-
ципиально новых разработок до 0,4-0,8 для модификаций
известных систем. Коэффициент f3 может изменяться в диа-
пазоне 0,6-0,9 для сложившейся кооперации в отрасли до
1,1-1,3 в случае потребности организации новых предприя-
тий или новых межпромышленных связей. Коэффициент затрат
на улучшение технологии для ракетных блоков в первом приб-
лижении может быть вычислен через отношение прогнозируе-
мой удельной массы конструкции ракетного блока КПр0Г к
аналогичной удельной массе известного эксплуатируемого
образца Кобр ’ причем за удельную массу принимается отно-
шение сухой (без двигателя) массы блока к массе топлива
в блоке:
'2-<WW1,8 (3)
Некоторые значения Kogp для рассматриваемой номенкла-
туры носителей приведены на рис. 89, где выделены опорные
точки известных ракетных блоков.
Для ЖРД с турбонасосной системой подачи рекомендуе-
мые значения коэффициента ^2 достаточно хорошо коррели-
руются с числом потребных огневых испытаний ЖРД для под-
тверждения их расчетной надежности, что хорошо видно из
рис. 90.
Определение коэффициентов а и х в зависимости (2) для
затрат на разработку новых ракетных блоков проведено на
основе изучения статистической информации, отраженной на
рис. 91, где данные систематизированы для различных вари-
антов исполнения носителя.
С использованием известных методов регрессионного ана-
лиза получены следующие зависимости для затрат на разра-
ботку ракетных блоков:
242
Рис. 89. Зависимость коэффициента от конструк-
тивной схемы носителя и заправки топлива в ракетном
блоке: I - пилотируемые крылатые носители; II- пило-
тируемые крылатые орбитальные ракетные блоки;
III — баллистические многоразовые носители; IV- крио-
генные ракетные блоки верхних ступеней; V - одноразо-
вые ракетные блоки
- для одноразовых ракетных блоков
Hs. 3140 К (4)
- для многоразовых баллистических ракетных блоков
Hs= 4080 М0’21 f1f2f3; ’ X" (5)
- для крылатых пилотируемых ракетных блоков
Hs = 6500 М0’21 f1f2f3- (6)
Отметим, что зависимости (5) и (6) построены по срав-
нительно небольшой информации и не отражают возможных
разбросов коэффициентов а и х в сторону увеличения.
31-2
243
Число и.спыта.ии.й ЖРД
Рис. 90. Зависимость коэффициента f2 от числа огне-
вых испытаний и надежности ЖРД: 1 - простые конструк-
ции; 2 - стандартные конструкции; 3 - сложные конструк-
ции
1 ‘ , .•. . - л 1W,
Аналогичным образом получены коэффициенты а и х для
оценок затрат на разработку ЖРД. Для дальнейшего использо-
вания рекомендованы следующие зависимости затрат на раз-
работку ЖРД от массы двигателя:
- для ЖРД с турбонасосной системой подачи топлива
НЕ = 162 М0’58
(?)
- для ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива
НЕ = 92 М0’53 qf/з-
(8)
Подмодель затрат на производство материальной части
носителя имеет аналогичную структуру и учитывает дополни-
тельные затраты на сборку и проверку систем. Затраты на
производство определяются в виде:
N N
С = 1,02n ( S. Fc + У Ft?)
произ. ’ 1 ‘S + ГЕ'* (9)
244
[Рис. 91. Зависимость удельных затрат на разработку
[различных ракетных блоков от количества топлива в
Клоке: I - пилотируемые носители; li - беспилотные
многоразовые баллистические носители; III - одноразо-
вые ракетные блоки
где Fc — затраты на производство ракетных ступеней (без
двигателей);?,-- затраты на производство двигателей; коэф-
фициент 1,02^" учитывает затраты на сборку и контроль
систем. Характерно, что в суммарные затраты включены
расходы на оборудование и технологическую оснастку, но
не включены непрямые расходы, такие, например, как амор-
тизация промышленных зданий и сооружений. При расчете
регрессионных коэффициентов учтен так называемый коэффи-
циент освоения производства р « 0,8, показывающий, что
при удвоении объема производства себестоимость составля-
ет 80% от исходной, что особенно важно принимать во вни-
мание при оценке эффективности внедрения малосерийных мно-
горазовых носителей.
Ниже приводятся зависимости для оценки затрат на про-
изводство первого промышленного образца двигательных ус-
тановок различного типа при массе единичного двигателя
М и числе п однотипных двигателей в составе двигательной
Установки ракетного блока: 245
- для РДТТ на смесевом топливе
Fe = п* 3,9 М0’31 f4,
(Ю)
причем под массой М в данном случае понимается масса
корпуса РДТТ и соплового аппарата,
- для одноразовых ЖРД сравнительно простой конструк-
ции, работающих на долгохранящихся компонентах топлива
FE = п-2,5 М0’46 f4; = (11)
- для стандартных одноразовых ЖРД, работающих на
криогенных компонентах топлива (О2 + Н2)
Fe - п- 4,0 м«-« Г,; (12)
- для многоразовых криогенных ЖРД усложненной кон-
струкции
^Е = п • 5,0 М0,46 f4. (13)
Значения коэффициента снижения затрат f4 в зависимос-
ти от объема производства к и коэффициента освоения про-
изводства могут быть вычислены по следующему соотноше-
нию.
1 ,1прДп2
4 = Г 2 1
К i=l
По аналогичной схеме производится расчет затрат на
производство ракетных блоков (не включая затраты на про-
изводство двигательных установок). Зависимости затрат на
производство первого летного образца ракетных блоков от
сухой массы блока для PH различных компоновочных схем
приведены на рис. 92.
Характерно, что затраты на производство блоков не зави-
сят от компонентов топлива, использующихся в блоке, и мо-
гут быть представлены в виде функций от сухой массы блока
М и числа однотипных блоков In в составе ракетной ступе-
ни;
- для баллистических ракетных блоков
FS = п* 5,0 М0’46 f4; 1 (15)
246
Сухая масса блока, кг
[Рис. 92. Зависимость затрат на производство первого
[образца ракетных блоков (без учета затрат на ДУ) от
[сухой массы блока: I - крылатые пилотируемые орби-
|тальные блоки; II - пилотируемые баллистические блоки;
ЙП - крылатые ракетные блоки первых ступеней; IV —
[баллистические ракетные блоки
К - для пилотируемых баллистических ракетных блоков
|fs = п- 16,6 М0’46 f4; (16)
И' - для пилотируемых крылатых орбитальных блоков
| FS= п* 54 М0’46 f4; (17)
- для крылатых ракетных блоков с интегральным топлив-
ным отсеком, используемых в составе вторых ступеней но-
сителей
FS= п. 27М°’4614; / (18)
- для беспилотных крылатых ракетных блоков первых
ступеней носителей
Fs = п • 10 М0’46 f4. ‘ (19)
247
1
Рис. 93. Схема подмодели затрат на летную эксплуата-
цию: 1 — модель стоимости летной эксплуатации; 2 —
прямые эксплуатационные расходы; 3 - затраты на вос-
становление многоразовых блоков; 4 - непрямые эксплуа-
тационные расходы; 5 - дополнительные расходы; 6 - чис-
ло повторных использований; 7 — тип ракетной ступени1
8 - число запусков в год; 9 - время межполетного об-
служивания; 10 - затраты на амортизацию носителя;
11 - техническое обслуживание систем; 12 - предстар-
товые операции; 13 - управление запуском и штатным
полетом; 14 - затраты на топливо; 15 - затраты на
транспортировку и поисково-спасательные работы; 16 -
дополнительные затраты на доработку систем
Подмодель затрат на эксплуатацию носителя включает пря-
мые эксплуатационные расходы на такие операции, как обес-
печение запуска, предстартовую сборку и контроль, управле-
ние в ходе запуска и штатного полета, заправку топливом,
транспортировку и восстановительные операции (для многора-
зовых ракетных блоков). Одновременно учтена часть непря-
мых расходов на содержание стартового комплекса, монтаж-
но-испытательных сооружений, административного персонала,
служб безопасности космодрома и пр. В связи с новизной
модели затрат на эксплуатацию представляет интерес ее струк-
турная схема, приведенная на рис, 93.
Прямые эксплуатационные расходы Спэ складываются из
расходов на техническое обслуживание систем Сто, пред-
стартовые операции Сп0, управление запуском и штатным
полетом Су j заправку топливом Ст » поисково-спасательные ра-
боты и транспортировку к месту повторного использования Стр'
^пэ= Сто+Сдо+Су + Ст +СТр . (20)
248
При расчете затрат на техническое обслуживание систем
предполагается, что они не зависят от размерности носите-
ля, а являются функцией от числа ракетных ступеней и ком-
поновочной схемы, а также ежегодного числа запусков L
данного типа носителя
i w -0,35
Сто = (5+ ai + а2 + ... + aJL , (21)
причем aj = 3 для одноразовых ракетных ступеней, aj = 4
для ракетных блоков повторного использования иа, 5 для
пилотируемых систем.
Затраты на предстартовые операции записываются в ана-
логичной форме:
Ою -(16+ bt +b2+.„ + bn)L 0,35........... (22)
где bj = 6 для ракетных блоков с РДТТ, bj » 12 для одно-
разовых блоков с ЖРД, Ь- = 15 для одноразовых блоков с
кислородно-водородным ЖРД, bj« 20 для многоразовых бло-
ков и bj » 25 для пилотируемых систем.
Расходы на управление запуском аппроксимированы по
данным запусков различных модификаций PH Delta:
Су =(4+ d1 + d2 + ... +dn)L“0’15, (23)
где для криогенных орбитальных блоков и многоразовых
блоков первых ступеней рекомендовано значение dj = 2, для
непилотируемых многоразовых орбитальных блоков dj = 4,
для пилотируемых орбитальных систем dj = 6.
Затраты на топливо, в первую очередь, зависят от объе-
ма производства данного компонента, стоимости транспорти-
ровки топлива от завода-изготовителя до космодрома, интен-
сивности выкипания топлива а в период предстартового
обслуживания. Для кислородно-водородного топлива при мас-
се заправляемого топлива Мт и соотношении компонентов
6,0 затраты на топливо на один запуск составят:
Ст=0,016Мта (МтС)-°Дб. (24)
Отметим, что интенсивность потерь топлива в ходе транспор-
тировки и заправки может достигать до 35% для жидкого
водорода и 15-20% для жидкого кислорода.
32-1 249
Затраты на поисково-спасательные работы и транспорти-
ровку ракетных блоков к месту повторного использования
(построенные на статистике ТКА Space Shuttle и прора_
ботках фирмы МВВ для спасения ступеней PH Ariane )
предположительно являются функцией только ежегодной ин-
тенсивности запусков L:
CTp=6 + 7,0L0’7. (25)
Оценка затрат на межполетное обслуживание многоразо-
вых ракетных блоков в настоящее время затруднена. В рабо-
те (180) высказывается гипотеза об оптимальности повтор-
ного использования ракетных блоков г от 20 до 300 раз
и ракетных двигателей от 10 до 100 раз. Для целей срав-
нительного анализа эффективности различных методов обслу-
живания N -ступенчатой PH может быть рекомендована
следующая зависимость затрат на межполетное обслуживание:
Смпо= N(RS + RG> + nRE + к* 10-5 rSFS + 5-10-5rEFg/26j
где Rg - затраты на восстановление ракетных блоков ( Rg а
ш 3 для баллистических блоков и Rg = 4 для пилотируемых
крылатых блоков); Rq - затраты на обслуживание системы
управления (Rg “ 2 для систем управления баллистических
блоков, Rg=« 2,5 для крылатых пилотируемых блоков); FE~
затраты на восстановительные работы по двигательной
установке, ге = 0,2.
В общие затраты на межполетное обслуживание включены
расходы на организацию работ и страховку.
Непрямые расходы связаны с содержанием космодрома,
зон отчуждения под падение многократно используемых сту-
пеней, испытательных полигонов и пр. В модели учтено
увеличение затрат на этой статье, связанное с интенсивнос-
тью запусков однотипных носителей с данных стартовых комп-
лексов. В качестве статистического материала использована
информация о непрямых расходах на запуск PH Delta, Atlas-
Centaur, Ariane. При располагаемой ежегодной пропуск-
ной способности стартового комплекса L* непрямые расходы
могут быть оценены по следующему соотношению:
40 (L*)0»34
с«" -"-о:»-
250
Работоспособность данного метода определения затрат
можно продемонстрировать на примере анализа выбора ра-
ционального западноевропейского носителя на период ввода
в эксплуатацию в 1995 г. Анализ проведен для следующих
исходных тактико-технических требований: грузоподъемность
на низкую околоземную орбиту 15-18 т, грузоподъемность
на геостационарную орбиту 4-4,5 т, диаметр обтекателя
полезной нагрузки 5,5-6,5 м. В* качестве дополнительных
оговорены требования снижения удельной стоимости выведе-
ния полезных нагрузок не менее чем на 50% по сравнению
с находящейся в эксплуатации PH Ariane IV (вариант 44L )
а также использования перспективного ЖРД НМ 60 .
В качестве альтернативных сравнивались 10 вариантов
носителей со следующими характеристиками (в пересчете
на грузоподъемность 15 т ца околоземную орбиту высотой
200 км):
Вариант 1 - модификация PH Ariane IV (вариант 44L )
за счет использования блока I ступени с пятью ЖРД
Viking, четырех жидкостных ускорителей L 40 и нового
криогенного блока П ступени с ЖРД Н 60, Стартовая мао*
са 478 т.
Вариант 2 - одноразовые PH с центральным блоком диа-
метром 7,6 м, запасом топлива 385 т и четырьмя кислород-
но-водородными ЖРД НМ 60. В качестве ускорителей исполь-
зуются 4 РДТТ Р 8, применяемые в программе Ariane IV.
Вариант 3 - частично многоразовая PH со спасаемым
центральным блоком от варианта 2 (с увеличенной массой
конструкции до 50 т и увеличенным числом двигателей
НМ 60 до семи) и восемью жидкостными ускорителями
L 40.
Вариант 4 - достаточно близкий аналог проектируемой
PH Ariane V со сравнительно небольшим центральным бло-
ком на 115 т криогенного топлива и двумя многоразовыми
твердотопливными ускорителями.
Вариант 5 - двухступенчатый носитель с многоразовой I
ступенью и одноразовой II ступенью (масса топлива 40 т).
Отметим, что переразмеренность данного варианта по началь-
ной массе почти на 80 т объясняется желанием дальнейшей
модификации данного носителя в полностью многоразовый без
переделок I ступени.
Вариант 6 - полностью многоразовый двухступенчатый
носитель с блоком I ступени от варианта 5 и многоразовой
П ступенью (масса топлива 65 т).
32-2
251
Рис. 94. Компоновочные схемы некоторых альтернатив-
ных вариантов носителей
Вариант 7 - не оптимальный по массовым характеристи-
кам вариант многоразового двухступенчатого носителя с
идентичными ракетными блоками I и II ступеней (масса
топлива 180 т). Данный вариант служит для анализа воз-
можности снижения затрат на разработку при одновременном
увеличении затрат на изготовление (за счет увеличения стар-
товой массы с 383 до 435 т).
Вариант 8 - двухступенчатый носитель с многоразовой
крылатой I ступенью и одноразовым блоком II ступени.
Стартовая масса данного варианта носителя оценивается ве-
личиной 367 т.
Вариант 9 - полностью многоразовый носитель с крыла-
тым ракетным блоком I ступени и баллистически спасаемым
блоком (масса топлива 90 т) II ступени.
Вариант 10 - полностью многоразовый двухступенчатый
носитель с крылатыми блоками обеих ступеней.
- Компоновочные схемы некоторых вариантов приведены на
рис, 94, а некоторые их характеристики - в сводной табл. 391
В той же таблице, а также на рис. 95 приведены некоторые
результаты сравнительного анализа. При этом предполага-
лось, что многоразовые баллистические ракетные блоки будут
использоваться 10 раз, крылатые блоки I ступеней - 50 раз,
II ступеней - 25 раз. Для баллистических многоразовых
блоков коэффициент ремонтно-восстановительных работ принят
равным 0,035 от затрат на производство, для крылатых бл<>"
252
Рис. 95. Общие затраты на разработку и 150 запус-
ков носителей различных вариантов
ков - 0,025. Коэффициент освоения производства ( Р )
взят равным 0,92 при общем объеме производства для
одноразовых блоков - 40 единиц ( = 0,70), для бал-
листических многоразовых блоков - 6 единиц ( “ 0,86), .
для крылатых блоков - 3 единицы ( 14 = 0,91). г
Как видно из рис. 95, с ростом затрат на разработку
падают затраты на произведение единичного запуска. На
рис. 95 нанесены также изолинии суммарных затрат на
разработку и проведение 150 запусков, а также референц-
точка подобных затрат для PH Ariane IV. Даже поверхност-
ный анализ приведенных результатов позволяет оценить ра-
циональность перехода западноевропейских стран к PH клас-
са Ariane V (близкий аналог рассмотренному варианту 4),
а также перспективность перехода на полностью многоразо-
вые двухступенчатые носители с ракетными блоками как
баллистической (вариант 7), так и крылатой схем (вариант
9).
Дальнейшие доработки модели TRANSCOST [181] косну- '
пись уточнения данных по затратам на создание крылатых
ракетных ступеней, для чего была привлечена статистика
По созданию известных дозвуковых й сверхзвуковых самоле-
тов. Затраты на создание первого образца самолета (а так-
же тенденция снижения затрат при увеличении выпускаемой
Партии) в зависимости от сухой массы самолета приведены
253
Таблица 39
Сравнительные характеристики перспективных западноевропейских носителей
Характеристика Варианты носителе^
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Ускорители 4х L.40 4 х Р8 — — — — — - — -
Блоки I ступени L .200 Н .385 8х L40 2х Р150 RH.250 RH.250 RH.180 WH220 WH.310 0.550
Блоки П ступени Н.60 — RH.385 Н.115 Н.40 RH .65 RH.180 Н. 60 RH.90 WH.60
Стартовая масса, т Затраты на разра- 478 477 810 495 357 383 435 367 506 680
ботку, млн. экю 80 г 625
двигатель (НМ .60) 575 575 625 575 625 625 625 625 625
блоки I ступени 70 L. ИЗО 2000 320 1880 1880 1725 4330 4610 5150
блоки II ступени 630 — — 835 524 1464 100 630 1600 2970
дополнительные 875
затраты 125 170 270 170 301 391 250 555 685
Итого на разработку 1400 1875 2995 1900 3330 4440 2700 6140 7520 9620
Затраты на запуск, млн. экю 80 г.
ускоритель 14,0 6,0 — •— •—
блоки I ступени 12,4 27,7 28,0* 10,0* 34,5/10 34,5/10 25,1/10 80,4/50 92,2/50 117,6/50
двигатели 6,0 18,0 31",5/10 31,5/10 36,0/10 31,5/50 45,0/50 54,0/50
ремонт и восста- 2,1 14,1 4,5 2,1 22,2/10 12,5/10 1,9 2,2 ?. 2,7 3,3
новление блоки II ступени 8,6 ' — 38,4/10 18,0 26,3/10 9,0/10 8,6 4,5 23,1/10 9,0/1° 142,0/25 9,0/25
двигатели 4,5 — 31,5/10 4,5
ремонт и восста- 2,2 1,1 1,1 1,5 5,1
новление — в— 2,0
сборка управле ние 1,8 1,5 2,3 1,7 1,8 2,0 1,6 1,8 ' 2,1
Итого на 1 запуск 47,3 53,2 39,5 34,2 29,1 15.3 14.2 19,3 12,1 20,1
Примечания. L - ракетный блок с долгохраняшимися жидкими компонентами топлива; 1 - ракетный блок с кисло-
)родно-водородным топливом; Р - твердотопливный ракетный блок; RH - многоразовый ракетный блок с
родным топливом; WH - крылатый ракетный блок с кислород- но-водородным топливом ...» V •
* Суммарные затраты на ускоритель, блоки I ступени и двигатели 25-5
254
Рис. 96. Затраты на производство планера самолета; 1-
первая ступень ВКА Sanger; 2 - пассажирский гипер-
звуковой самолет; 3 - затраты на первый образец
Рис. 97. Зависимость затрат на предстартовые операции
и управление ходом полета: I- вертикальный старт; II -
горизонтальный старт; Ш-пилотируемые носители; IV -
беспилотные носители
на рис. 96. Одновременно уточнена подмодель затрат на
проведение предстартовых операций и управление ходом поле-
та. Основные исходные предпосылки для этой подмодели при-
ведены на рис. 97. для носителей вертикального и горизон-
тального старта.
256
Рис. 98. Удельные затраты на выведение полезной
нагрузки на геостационарную орбиту
В заключение проиллюстрируем рациональность перехода
в моделях эффективности ракетно-космической техники от
стоимостных
оценок к
оценкам
трудозатрат, учитывающих, в
первую очередь, научно-технический прогресс. На рис. 98
отмечается
тенденция
снижения
затрат на доставку единицы
массы
полезной нагрузки на геостационарную орбиту на бли-
жайшие 15 лет.
ВЫВОДЫ
1. Основной особенностью структуры международного
парка носителей будет "сосуществование" многоразовых
транспортных космических средств типа ТКА Space Shuttle
и универсальной РКТС "Энергия/Буран" с одноразовыми
PH, причем на долю последних придется большая часть
коммерческих полезных нагрузок.
2. Производство существующих и модифицированных од-
норазовых PH будет продолжено по крайней мере до 2000 г.
причем заметна тенденция ускоренного ввода в эксплуата-
цию модифицированных PH с повышенной грузоподъемностью
(Delta II, Atlas II, CZ IV, Ariane 44LP и др.).
3. Расширение областей научного, прикладного и коммер-
ческого использования космического пространства и огра-
ниченность располагаемого парка PH стимулировали разра-
ботку и начало практического производства одноразовых
Упрощенных коммерческих PH типа Liberty, Pegasus, Conestoga,
ориентированных на выведение малоразмерных полезных наг-
рузок. О
'
33-1
4. Стремительно расширяется круг стран, обладающих
собственной инфраструктурой космических средств выведе-
ния. Наряду с разработкой собственных PH (Индия, Брази-
лия, Аргентина) некоторые страны осуществляют производ-
ство PH по лицензиям, а также эксплуатацию PH других
стран со своих космодромов (Австралия, Бразилия).
5. В ряде стран (Япония, КНР, страны Западной Евро-
пы) близится к завершению разработка и к 1995-96 гг.
ожидается ввод в штатную эксплуатацию малых космических
самолетов (Hermes, Норе/ как нового элемента инфраструк-
туры средств выведения и обслуживания полезных нагрузок
на рабочих орбитах.
6. К началу 2000-х годов, очевидно, будет решен вопрос
о рациональности ввода в штатную эксплуатацию одно- и
двухступенчатых полностью многоразовых транспортных
средств самолетной схемы с горизонтальным вариантом взле-
та и посадки (ВКА Hotol, NASP, Sanger и др.). Использова-
ние двигательных установок, работающих на атмосферном
воздухе, возможно, позволит использовать эти ВКА или от-
дельные их ступени в качестве гиперзвуковых транспортных
самолетов, что резко повысит эффективность подобных
программ.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Приведенные в обзоре материалы подтверждают долго-
срочный прогноз о приоритетности развития средств выведе-
ния как основного элемента космической инфраструктуры.
Хорошо налаженная технологическая база производства одно-
разовых PH и ограниченные финансовые возможности заста-
вят по крайней мере до 2000-х годов эксплуатировать
одноразовые PH совместно с частично многоразовыми ТКА.
Опережение потребностей, в первую очередь коммерческого
характера, над предполагаемым числом возможных запусков
существующего парка PH привело к интенсивной разработке
новых типов PH со сравнительно малой стоимостью выведе-
ния.
Дальнейшее развитие инфраструктуры средств выведения
на околоземные орбиты будет зависеть как от успешного
решения принципиальных проблем создания ВКА, так и от
реальной картины роста номенклатуры КА и грузопотока с
Земли в околоземный космос в ближайшие 10-15 лет.
258
ЛИТЕРАТУРА
Межорбитальные транспортные космические аппараты/
Сердюк В.К., Толяренко Н.В.//Итоги науки и техн. ВИНИТИ.
Ракетостр. и косм.техн.-1985.-9.-287 с., ил.
Tiian 34 D upper Stade failure sets back Pentagon intelligen-
ce strategy/Koleum Edward H., Scott William В .//Aviat. Week
and Space Technol.—1988.—129,№11C.26-27.См. также
РЖ PKT, 1989, 1.41.219*.
Review of EMC practice for launch vehicle systems/Y iming
Li//IEEE Int. Symp.Electromagn. Compat., Seattle, Wash.,
Aug. 2—4, 1988; Symp. Rec.-New York (N.Y.), 1988.-C. 459—
464. См. также РЖ PKT, 1989, 7.41.239.
4. The Atlas-Centaur 67 incident/Crustian H.J., Crouch К .,
1 Fisher B.//AIAA P ap.-1988.-№389.-C. 1 -7. См. также РЖ
PKT, 1988, 8.41.273.
5. Ariane V18 enguiry//lnteravia Air Lett.-1986.-№11016.-
C.10. См. также РЖ PKT, 1986, 10.41.192.
6. Supply and demand in the commercial space—launch marketpla—
ce/Benton D.L.//AIAA P ap.-1987.-№°1799.-C. 1-5. См. так-
же РЖ PKT, 1988, 7.41.82.
4. Titan III: Commercial access to space/Gizinski S.J., Herring-
ton D.B .//Al AA P ap.-1988.-№2611 .-C. 1-8. См. также РЖ
PKT, 1989, 4.41.47.
8. Low-cost commercial launch vehicle: L iberty/Hudson GaryC.//
SAE Techn. P ap. Ser.-1987.-№871334.-C. 1-10. См. также
РЖ PKT, 1988, 7.41.128.
9. Arianespace, une porte vers I'avenirde l'Europe//Solari Ro-
ger//Flux.-1988.-M117.-C.8-9. См. также РЖ PKT, 1989,
2.41.32.
10. China's launch vehicle to world market//Wang Lu//Futuro
attiv. commer. e ind. spazio: Implic. assicurative; 4 Conv.
int. Roma, 12-13 marzo, 1987.—Milano, 1987.-C. 133-135.
См. также РЖ PKT, 1989, 4.41.23.
*РЖ PKT означает реферативный журнал ВИНИТИ, выпуск
"Ракетостроение и космическая техника", далее следует год
издания, номер и индекс выпуска и номер реферата. ЭИ АИР
означает Экспресс-информацию ВИНИТИ, серия "Астронавтика
и ракетодинамика", далее следует год издания, номер выпуска
и номер реферата. 259
33-2
11. Космонавтика: Энциклопедия/Гл. ред. В.П.Глушко; Редкол-
легия: В.П.Бармин, К.Д.Бушуев, В.С.Верещетин и др.-М.:
Сов.энциклопедия, 1985.-528 с.
12. Космос на коммерческой основе/Дуков В.И., Чекалин С.В.//
Энергия: экон., техн., экол.-1988.-№9.-С. 23-27. См. также
РЖ РКТ, 1988, 12.41.18.
13. Raumtransportsysteme Internationale Erfahrungen und Entwick-
lungstendenzen/Lo Roger E.//Dfvlr-Nachrichten.-1986.-№48._
C. 1-9. См. также РЖ PKT, 1986, 11.41.21.
14. Основы проектирования летательных аппаратов (транспорт-
ные системы)/Под ред. В.П.Мишина.-М.: Машиностроение,
1985.-360 с.
15. "Энергия" - "Буран "- шаг в будущее/Гуоанов Б.//Наука и
жизнь.-1989.-№4.-С. 2-10.
16. Administration debates Shuttle pri ce//SatelI. News.-1988.-11,
№16.-3 с. См. также РЖ PKT, 1988, 12.41.24.
17. The development of China's laungching vehicle/Yongzeng «
Cheng//SAE Techn. P ap. Ser.-1987.-№871 341 ,-C. 1-8. Cm.
также РЖ PKT, 1988, 7.41.131. |
18. Shuttle back in space/Moxon Julian//F light lnt.-1988.-134, i
№4134.-C.2. См. также РЖ PKT, 1989, 1.41.222.
19. Tight Shuttle launch schedules are doable, NASA says//Aerosp.
Daily.-1987.-144, №18.-C. 141-144. См. также РЖ PKT, 1988,
5.41.76.
20. Nasa mixed-fleet manifest/ZAerosp. Daily.—1988.-1 47, №44.-
C. 349-351 . См. также РЖ PKT, 1989, 2.41.43.
21 . New shuttle named//F light I nt.—1 989.-135, № 4166,—C. 15.
См. также РЖ PKT, 1989, 9.41.25.
22. Future American and European space launches//Space Today.-
1989.-4, V4.-C.8-10.
23. AMROC industrial launch vehicle: A low cost launch vehicle/
French J.R.//SAE Techn. Pap. Ser.-1987.-V871336.-C. 1-6.
См. также РЖ PKT, 1988, 7.41.127.
24. Design for Conestoga II shaping up//Space World.-1984.-№1
C. 12-13.
25. U.S.launch vehicles//Aviat. Week and Space Technol.-1989.-
130, №2.-C. 173-174. См. также РЖ PKT, 1989, 11. 41.194.
26. Shuttle-C: Today's launch vehicle for tomorrow/Unit. Technol.
Space Flight Syst.-Huntsville, s.a.-12 с.; ил.
27. T rends in space transportation/Brodsky R.F ., Wolfe M.G.//
Acta astronaut.—1987.-16.-C. 105-112. См. также ЭИАР,
1989, вып. 7, реф. 23.
260
28. Space transportation architecture study overview/ZGold -
stein A.E., Durocher C.L./7 Acta astronajL-1988.-18.-C.5-l2.
См. также РЖ PKT, 1988,9.41.46.
29. Shuttle ll/ZTalay T.A.//SAE Tachn. Pap. Ser.—1987,—№871 335.-
C.1-8. См. также РЖ PKT, 1988, 7.41.134.
30. NASA mulls two-stage booster concept for Shuttle ll//Aerosp.
Daily.-1987.-142, №50.-0.394-395. См. также РЖ PKT,
1988, 1.41.66.
31. Modular, ion-propelled, orbit-transfer vehicle//Hermel J.,
Meese R.A., Rogers W.P., Kushida R .0.//J. Spacecraft and
Rockets.-1988.-25, №5.-C.368-374. См. также РЖ PKT,
1989,8.41.88.
32. Nuclear-electric reusable orbital transfer vehicle/Jaffe Leo-
nard D.//J. Spacecraft and Rockets.—1988.—25, №5.-0.375—
381. См. также РЖ PKT, 1989, 8.41.89.
33. Developing STV accomodations and operations at the Space c
Station/Porter John W.//AIAA Pap.-1988.—№1640.-C. 1-8.
См. также РЖ PKT, 1989, 5.41.65.
34. Орбитальные космические <станции:/Сердюк В.К., Толярен—
ко Н.В.//Итоги науки и техн. ВИНИТИ. Ракетостр.и косм. ”
техн.—19Ц9,—10.—196 с., ил.
35. Most powerful Ariane 4//Space Today.—1989.—4, №6.—0.11.
36. Bilan de 111 mois d'exploitation d'Ariane: 1989, annee de
transition criciale pour le lanceur europeen//Langereux Pierre//
Air et cosmos.-1989.—26, №1229.—C. 47, 49—50. См. также
РЖ PKT, 1989, 8.41.230.
37. The Hermes development programme/Herholz J., Peeters W.//
ESA Bull.-1989.-№57. С.6-16. См. также РЖ PKT, 1989,
8.41.85. c
38. ARIANE Transfer Vehicle (ATV) to supply Space Station/
Rault R.//AIAA P ap.-1987.-№1862.-C. 1-8. См. также РЖ
•PKT, 1988, 7.41.136.
39. HOTOL: An advances european space transporter/B urns В .R .A.//
SAE Techn. Pap. Ser.-1987.-№871344.-C. 1-22. См. также
РЖ PKT, 1988, 7.41.135.
40. H-ll rocket: new Japanese launch vehicle in the 1990 s/Godai
Tomi fumi//Endeavour.-1987.-11, №3.-0.116—121. См. также
РЖ PKT, 1988, 6.41.126. J
41. Japan's launch vehicle program update//Tadakawa Tsuguo//
SAE T echn. P ap. Ser.—1987.-№871340.—C. 1 —10. См. также
РЖ PKT, 1988, 7.41.130.
42. Japan's Advanced Space Systems Concepts: [Pap] Int. Space i;.S
i Univ. Summer Sess., Strasbourg, July 11, 1989/Miyazawa М,-
s.l.: NASDA, [1989].-52 с.: ил.
43. Les lanceurs chinois/Laurent Didier//L'Aeronaut, et I'astro-
naut.-1987.-126, M5.-C.66-73. См. также РЖ PKT, 1988,
6.41.127.
44. Concurrence commerciale croissante des fusees americaines et
chinoises/L angereux lPierre//Air et cosmos.-1989.-27, №1220.-
C. 45-46. См. также РЖ PKT, 1989, 6.41.272.
45. L ong March, take four...//Air and Cosmos Mon.-1 987.-1, №1 0,-
C. 48. См. также РЖ PKT, 1988, 7.41.132.
46. Long March i llusion?//F urniss T im//F light I nt.—1988.-133,
№ 4097,—C. 53—54. См. также РЖ PKT, 1988, 5.41.107.
47. Space transportation: Options and opportunities/L oftus J.P.
(Jr), Ried R.C., Bristow R .B .//Commer. Opportunities Space:
Techn. Pap. Symp., Taipei, Apr. 19-24, 1937,-Washington
(D.C.), 1988.—C. 11 4—1 33.
48.. На пути к первой космической/Ветров Г.//Наука и жизнь.-
1980.-ДО2. С.11-17.
49. Творческое наследие академика Сергея Павловича Короле-
ва/Под общ. ред. М.В.Келдыша.-М.: Наука, 1980.-592 с.
50. К вопросу о перспективах развития ракет-носителей/Мерку-
лов И.А.//Тр. 19 Чтений, посвящ. разраб, науч, наследия и
развитию идей КЗ. Циолковского, Калуга, сент. 1984.-М.:
АН СССР, 1985.-С. 40-46.
51. "Циклон"/Максимов Г.//Авиация и космонатика.-1988.-№6.-
С.41.
52. Anatomie des fusees Cyclone et Zenith/Langereux Pierre//
Air et cosmos.-1 989.-27, №1240.-C. 41 —42. См. также РЖ
PKT, 1989, 10.41.128.
53. Second Russian revolution//Air and Cosmos Mon.-1989.-3, №6,-
C.79.
54. "Протон"/Максимов Г.//Авиация и космонавтика .-1988.-№8.-
С. 40-41.
55. Таблица запусков космических аппаратов в СССР в 1987 г.//
Авиация и космонавтика.-1988.-№4.-С. 40-41.
56. "Буран" и будущее советской космонавтики/Семенов Ю.П.,
Тимченко В.А., Громов С.К.//Земля и Вселенная.-1989.-
№2.-С. 3-10. См.также РЖ РКТ, 1989, 7.41.1.
57. Snow storm in orbit//Air and Cosmos Mon.-1989.-3, №1.-
C. 49-50. См. также РЖ PKT, 1989, 5.41.149.
58. Зачем "Бурану" крялья9/Громов Сергей//Техника-молоде-
жи.-1989.-№4.-С. 28-29.
59. Comparison of space shuttles/ZSpace Age Times.-1988.-15, <
№5—6.-C.8. См. также РЖ PKT, 1989, 5.41.147.
262
BO. Rakety a kosmodromy/R u^uiSka Bedrich, Popelinsky Lubomir.—
Praha: Na^e Vojsko, 1986,—360 c.
31. Космическая техника/Гэтланд К., Шарп Н., Скиннер Д. и др.-
М.: Мир, 1986.-295 с.
62. "Энергия" - "Буран”/Чекалин С.В.//Энергия : экон., техн.,
экол.-1989.-№4.-С. 38-41. См. также РЖ РКТ, 1989,8.41.82.
63. The encyclopedia of US spacecraft.-New York: Bison Books
Corp., 1987.
64. Titan 4 finally launched//Space Today.-1989.-4, №6.-C. 11.
65. US launcher systems for the next decade/Wilson Andrew//
Interavia.-1988.-43, №8.-C.797-800.
56. Snia reveals Scout II details//lnteravia Air Lett.-1988.-
№11461.—С.7. См. также РЖ PKT, 1988,9.41.66.
|57. The thirteenth Delta//Furniss Tim// Flight Int.-1989.-1 35,
№4146.—C. 35-37. См. также РЖ PKT, 1989, 5.41.54.
68. Nouveaux lanceurs americains Delta ll/A^ron. et astronaut,-
1988.-№2.—C. 66-67. См. также РЖ PKT, 1988,9.41.65.
59. Delta 2 launches GP S//Space Today.-1989.—4, №6.-C.9.
70. General Dynamics, McDonnell Douglas preparing launcher
! upgrades//Air and Cosmos Mon.-1 989.-3, №2,—C.52. Cm. -
[ также РЖ PKT, 1989, 11.41.196.
W1. Ракеты-носители/Под общ. ред. С. О .Осипова.-М.: Воениздат,
1981.-315 с.
Ш2. Quatre nouvelles versions d'Atlas Centaur/P .L .//Air et cos-
mos.-1989.-26, №1220.-C. 47.
3. Mission to mark upsurge in unmanned space mission rate/Kol-
cum Edward H.//Aviat. Week and Space Technol.-1988,—128,
I №21 ,-C.83,86. См. также РЖ PKT, 1989, 1.41.76.
W4. Replacing the shuttle/Furniss Tim//Flight Int.—1 988.-134,
I №4137.-C.26-28. См. также РЖ PKT, 1989, 2.41.145.
75. Titan 4 rocket blasts off on maiden flight/Benedict Howard//
I Huntsville News.-1 989.-June 15.-С. A-9.
K6. Numerical simulation of the integrated Space Shuttle vehicle
in ascent//Buning P.G., Chiu I.T., Obayashi S., Rizk Y.M.,
I Steger J.L .//AIAA Atmos. F light Meeh. Conf., Minneapolis, !
Minn., Aug. 15-18, 1988. Collect. Techn. P ap.-Washington,
I D.C., 1988.-C .265-283. См. также ЭИ АР, 1989, вып. 38,
реф. 140.
77. After the Challenger: evolution of redesigh/B lumenthal J.L.//
E lastomer ics.-1 988.-120, № 7,—C. 1 0-16. См. также ЭИ AP, :
Б вып. 32, реф. 114.
78. Shuttle back in space/Moxon Julian//F light Int.—1 988.-1 34,
I № 41 34.-C. 2. См. также PKT, 1989, 1.41.222. г
263
79. Shuttle's tough target//F urniss Tim//F light Int.—1 987.-132,
•№4077.-C.23-26. См. также РЖ PKT, 1987, 12.41.15.
80. Shuttle's return to flight status and flight manifest/Lee Ches-
ter//Futuro attiv. commer. e ind. spazio: Implic. assicurative;
4 Conv. int., Roma, 12—13 marzo, 1 987.-Milano, 1987.—C.73-
88. См. также РЖ PKT, 1989, 4.41.27.
81. OMV—An orbital life support test bed/Smith William L., Roubke
Kenneth H.//SAE Techn. Pap. Ser.-1988.-№881030.-C.1-8,
См. также РЖ PKT, 1989, 3.41.238.
82. Extending Shuttle's reach/Wilson Andrew//F light |nt.-1988.~
133, № 4110.-C. 30-32. См. также РЖ PKT, 1988, 9.41.73.
83. Moving things about in space//lnteravia.-1989.-44,№2.-
C. 155-158. См. также РЖ PKT, 1989, 10.41.54.
84. OMV multiple deployments of L IGHT SAT S/Smith William L .,
Walker James D.//AIAA Pap.-1988.—№3518.—C. 1-6. Cm.
также РЖ PKT, 1989, 5.41.67.
85. NASA awards five advanced SRM phase В contracts/ZAerosp.
Daily.—1987.—143, №28.-C.220. См. также РЖ PKT, 1988,
5.41.20.
86. NASA review board to address ASRM safety, risk management//
Aerosp. Daily.-1 989.-1 49, №42.-0.340. См. также РЖ
PKT,8.41.164.
87. L iquid rocket boosters for the Space Shuttle: An outli ne of
trade issues and analysis techniques/K elly W.D.//AI AA/AAS
Astrodyn. Conf., Minneapolis, Minn., Aug. 15-17, 1988: Col-
lect. Techn. P ap.-Washington (D.C.), [1988].—C. 301—309.
См. также РЖ PKT, 1989, 5.41.59.
88. Liquid lift for the Shuttle/DeMeis R ich^rd//Aerosp. Amer.-
1989.-27, №2.-C. 22-25.
89. Extended duration Orbiter/B arrera T.//AIAA Pap.-1988.-
H2364.—C. 1-4. См. также РЖ PKT, 1989, 5.41.60.
90. Shuttle performance enhancement using an uprated OMS engine/
Mallini C., Boyd W.//AIAA P ap.-1988.-№2365. C.1-8. Cm.
также РЖ PKT, 1989, 11.41.135.
91. Space Shuttle performance with a heads-up ascent/Millard S.W.//
J. Spacecraft and Rockets.-1988.—25, №3.-0.250—256. Cm.
также РЖ PKT, 1989, 3.41.103.
92. New rockets? No hurry, OTA says//Science.—1988.-241,
№4866.-0.647—648. См. также РЖ PKT, 1989, 5.41.37.
93. Shuttle-C: a national need//Space Age Times.-1 989.-1 5,
№7-8.-0.12—15. См. также РЖ PKT, 1989, 9.41.62.
94. Decision on Shuttle-C expected after internal NASA review/
К oleum Edward H.//Aviat. Week and Space Technol.-1989.-
264
95. Potential directions for a second generation Space Shuttle/
Bekey Ivan//Acta astrinaut.-1988.-17, №9,—C.943—952.
См. также РЖ PKT, 1989,5.41.57.
96. Two stage Earth-to-orbit vehicles with series and parallel
burn. Martin J.A,//AlAAPap.—1986,—№1413. C. 1 —6. Cm.
также ЭИ АР, 1988, вып. 5, реф.8.
97. 25 ALS launchers per year needed to meet cost goal//Aerosp.
Daily.-1988.-145, №62.-C. 487 а. См. также РЖ PKT,
1988, 10.41.29.
93. Industry preparedness key element ol ALS development//
Aerosp. Dai ly.—1 988.—1 45, №63.—C. 498—499. См. также
РЖ PKT, 1988, 11.41.33.
99. Sweetening the orbital bottom line/De Meis Richard//Aerosp.
Amer.-1988.-26, №8.-C. 26-30. См. также РЖ PKT, 1989,
3.41.58.
100. ALS second phase set for August//F light lnt.-1988.-1 33,
№4118.-C.14. См. также РЖ PKT, 1988, 11.41.32.
101. AL S teams for P hase 2 development selected by USAF//Air
and Cosmos Mon.—1988.—2, №3.—С.57. См. также РЖ PKT,
1989, 6.41.23.
102. Will the aerospace plane works?/K orthaIs-Aites S.//Techno-
logy Review.—1987.-90, № 1.—C. 43-51. См. также ЭИ АР,
1987, вып. 43, реф.166-179.
103. The challenge of X-30 flight test/Shmitt S.O., Wierzbanows-
ki T.J., Johnson J.//The Society of experimental test pilots
1 987 Report to the aerospace profession. X X X 1 Symp. proc.,
Sept. 23-26, 1987. См. также ЭИ АР, 1988, вып. 43, реф. 211.
104. Getting the Space P lane off the ground/Robinson James J.//
J. Metals.-1987.-39, M7.-C.8-9. См. также РЖ PKT, 1988,
1.41.68.
105. P rooelling the aerospace plane/Mech. E ng.—1986,—108, № в.-
c. 32-36. См. также ЭИ АР, 1988, вып, 12, реф. 40- 52.
106. House bill calls for completion of X—30 by 1995//Def. Daily.-
1989.-163, V43.-C. 344.
107. Us launcher systems for the next decade/Wilson Andrew//ln—
teravia.-1988.-43, № 8.-C. 797-800.
108. Second Starfire set for November//F light Int.-1 989.-1 35,
№4169.-C. 40. См. РЖ PKT, 1989, 1 1.41.289.
109. L ow cost boosters lower their sights/F urniss T .//F leight Int.—
1988.-133, №4096.-C. 15. См. также ЭИ АР, 1988,вып. 35,
реф. 155-163.
265
110. First commercial rocket launch successful//Spaceflight.-1989 -
31, №5.—С.150, См. также РЖ PKT, 1989,9.41.236.
111. Starfire/Ganoe William//Ad Astra.-1989.-1, №3.-C.35.Cm.
также РЖ PKT, 1989, 1 1.41.290.
112. Launch vehicles countdown for a piece of the action/Furniss
T im//F light lnt.-1988.-133, № 4001.-C. 21-25.
113. Amroc's first launch this year/Furniss T im//Flight Int.-1989,-
135, №4169.—C.40. См. также РЖ PKT, 1989, 11.41.291.
114. Amroc test first flight-weight motor//Aviat. Week and Space
Technol.-1989.-131, №4.-C.31.
115. Amroc Koopman Express delayed/ZSpace Today.—1989.—4,
№9.-0.5-6.
116. Liberty: A low-cost, commercial expendable launch vehicle/
Hudson > G.C., Hunter M.W.//AIAA P ap.-1987.-№ 1794.-
C.1-6. См. также РЖ PKT, 1988, 3.41.96.
117. Report on the status of hardware development of the L iberty 1
low-cost commercial launch vehicle/Hudson Gary C.//AIAA
Pap.—1988.-№2930.-C. 1-8. См. также РЖ PKT, 1989,
11.41.92.
118. "Pegase " fusee privee lancee d'avion/Langereux P .//Air
et cosmos.-1988.-26, № 11 94.-C. 38-39. См. также РЖ PKT,
1988, 10.41.80.
119. The winged horse/Nichols Robert G.//Ad Astra.-1989.-1,
№" .-C.32-36.
120. Pegasus set for August 22 launch//Spaceflight.-1989.-31, №8,-
C.269.
121. Pegasus air-launched test vehicle is rolled out/Smith 8ru-
ce A.//Aviat. Week and Space Technol.-1989.-131, №7,-
C. 36, 37, 40, 41.
122. New contract for Pegasus//F light Int.-1989.-13, №4170.-C.14.
123. La nouvelle generation. Ariane 4/Dubourg J.//Aviat. mag.
int.-1988.-№965. C.27-33. См. также РЖ PKT, 1988.
11.41.157.
124. Leistung und kosten von Ariane und Space Shuttle beim trans-
port yon satelliten in die geostationare umlaufbahn/Lо R.E.//
Dfvlr-Nachrichten.-1983.-40.-C. 33-36.
125. Arianespace and commercial launch activity/Deschamps Ro-
land//Futuro attiv. commer. e ind. spazio: Implic. assicura-
tive: 4 Cenv. int., Roma, 12-13 marzo 1987.-Milano, 1987.-
C. 125-130. См. также РЖ PKT, 1989, 4.41.13.
126. Ariane 4: the big shot/Furniss T im//F light Int.-1938.-133,
№4114.-C.30-32. См. также РЖ PKT, 1988, 9.41.64.
266
127. The Ariane 4 lauch system/Rasse P hilippe//SAE Techn. Pap,
Ser.—1987.—№871 339.-C, 1-33.
128. Ariane 4 strap-on—booster, higher performance for a better
launcher/Vari E., Palamidessi F.//AIAA P ap.-1987.-№2080,—
C. 1-9.
129. Ariane—4: Europe's launcher for the next decade/Nau-
mann W.G.//ESA В ull.-1988.-№55.-C. 75-83.
130. Non-US launcher systems for the next decade/Wi Ison And-
rew// Interavia.—1988.-43,№7,—C.685—687. См. также РЖ
PKT, 1988, 12.41.116.
131. Ariane 4 verbluffte selbst die Erbauer//Luft-und Raumfahrt.—
1988.-9, №3.-C.4-5. См. также РЖ PKT, 1989, 2.41.63.
132. The development of the Ariane 4 SP EL DA/Thomas N.G., Oli-
ver W.T.//Compos. Des. Space Appl.: Proc. Workshop, Noor-
dwijk, 15—18 Oct., 1985.—Paris, 1986.—C.251—263. См. так-
же РЖ PKT, 1988, 10.41.129.
1 33. Ariane 4/Ducrocq A.//Air et cosmos.-1988.-26, № 1193.-
C. 33-34. См. также РЖ PKT, 1988, 10.41.121.
134. Pour son premier vol d'essai, Ariane 4 reussit un "sansfaute"/
L angereux P .//Air et cosmos.-1988. -26, №1196.-C. 35, 38.
См. также РЖ PKT, 1988, 10.41.122.
135. Sans faute pour le, dernier ne Ariane 4 qualifiee/Dubourg J.//
Aviat. mag. int.-1988,—№965.-C.24—25. См. также РЖ
PKT, 1988, 11.41.291.
136. Feeling the heat: US launch orders, Sino—US pact spell more
competition for Ariane//Air and cosmos Mon .-1989.—1989.-
3, №2.-C.51. См. также РЖ PKT, 1989, U .41.30.
137. In ternational Symposium on Europe in Space-The Manned
Space System, Strasbourg, 25-29 Apr. 1988: Proc./Ed. David
Valerie, Longdon Norman.-Noordwijk: ESA Publ. Div., 1988.-
viii, 637 c.; ил.-(ESA SP ; №277).
138. Ariane 5: T minus seven years and counting//F light Int.—
1988.-133, №4096.—C. 35-38. См. также ЭИ AP, 1988, вып.
35, реф- 155-163.
139. H120: a new heavy cryogenic stage for the ARIANE 5 launc-
her/Borromee J., Souchier A.//AIAA Pap.-1986. -№1512.-
C.1-5. См. также ЭИ AP, 1987, вып. 24, реф. 92.
140. Development status of the Ariane L5 engine/Schmidt G., Ze-
wen H., L umpp. H.//AIAA P ap.—1987.-№ 1938.—C. 1—5. Cm.
также ЭИ AP, 1988, вып. 21, реф. 101.
141. "Ariane" im Steigflug/Engelhardt W.//Schweiz. Machinen-
markt.-1988.-88, №30.-C. 12-13. См. также РЖ PKT, 1989,
1.41.77. ...
267
142. Ariane 4: le marche du siecle/Keller Roland//Rev. polytechn.-
1988.—№1501 .-C.899, 901. См. также РЖ PKT, 1989,
1.41.221.
143. L’Europe spatiale a I'horizon 200/L an gereux P .//Air et
cosmos.—1987.-25, №116 3.—C. 37-39. См. также ЭИ АР,
1988, вып. 15, реф. 60-71.
1 44. Hermes change de configuration/L angereux P ierre//Air et
cosmos.-1988.-26, N-1216.-C. 36-38. См. также РЖ PKT,
1989, 4.41.49.
145. Hermes Complexgrows//Air and Cosmos Mon.-1989.-3, №1.-
C.52. См. также РЖ PKT, 1989, 5.41.62.
146. La metamorphose de la navette Hermes/L angereux Pierre//
Air et cosmos.-1989.-27, №1241 .-C. 1 64,173,175. См. так-
же РЖ PKT, 1989, 11.41.97.
147. New H ermes escape system proposed/P irard Theo//Spacef-
light.—1988.-30, №12.-C. 467. См. также РЖ PKT, 1989,
3.41.76.
148. Eine Kapsel als Lebensretter. Hercules soil Astronauten uber—
lebenschance bieten/Jakob Frank//L uft-und Raumfahrt.-
1989.-10, №1.-C.39. См. также РЖ PKT, 1989,9.41.148.
149. Hermes thermal protection system overview/Chaumette D.,
Cretenet J.//Acta astronaut.-1987.-16.-C.391-399. Cm.
также ЭИ АР, 1988, вып. 15, реф. 6 0-71.
150. Passive thermal protection systems for HERMES/Chaumet-
te D.//SAE Tachn. Pap. Ser.-1988.-№880927.-C. 1-5. Cm.
также РЖ PKT, 1989, 3.41.126.
151. Cost reduction for future communication satellites by a stan-
dardized propulsion module (OPMJ/Koelle D.E., Muller W.,
Schweig H.//Acta astronait.-1 988«-1 7, №4.-C. 397-405.
См. также РЖ PKT, 1988, 10.41.90.
152. A horizontal take-off and landing satellite launcher of aero-
space plane (HOTOL )/Conchie P .J.//J.Brit. Interplanet.
Soc.-1985.-38, №9.-C. 387-390.
153. HOTOL: where next?/Moxon J.//F light Int.—1986,—129,
№4000.-C.38—40. См. также ЭИ АР, 1986, вып. 38, реф.
137-143.
154. Aerothermodynamics - the required tools/Wake A.J.//SAE
T echn . P ap. ser.-1988.- №880928,-C. 1-10. См. также ЭИ
АР, 1989, вып. 12, реф. 50.
155. Hotol fights for life/P ostlethwaite Alan//F light Int.-1989.-
135, №41 57.-C. 34-38. См. также РЖ PKT, 1989, 8.41.148.
156. Sanger II, an advanced launcher system for Europe/Koelle D.E.,
Kuczera H.//Acta astronaut. -1989.-19, №1.-C.63-72. Cm.
также РЖ PKT, 1989, 11.41.98.
157. SANGER the German Aerospace Vehicle P rogram/Hogenauer E.,
Koelle D.//AIAA P ap.-1989.-№5007.-C. 1-6.
158. The single-stade reusable ballistic launcher concept for Eco-
nomic cargo transportation/K oeJIe D.E., К leinau W. //Acta
astronaut.-1987.-16.-C. 125-130. См. также РЖ PKT, 1988,
1.41.65.
159. Earl, Dornier's entry in the space race//Air and Cosmos Mon.-
1988.-2, №4- С.53. См. также РЖ PKT, 1988, Л. 41.78.
160. Dornier propose EARL, futur lanceur europ4en interimaire
recuperable/Langereux Pierre//Air et cosmos.-1988.-25,
№1180.-C.43.
161. Configuration du lanceur EARL//Air et cosmos.-1988.-25,
№1180.-C.43.
162. Space//lnteravia Air Lett.-1988.-№ 11449.-C. 5. См. также
РЖРКТ,1988, 8.41.97.
163. Six trillion yen to the stars. Japan budgets S 44. 8 b for space
throught 2000//Air and Cosmos Mon.— 1987.—1, №10.—C.47.
См. также РЖ PKT, 1988,6.41.114.
164. Homegrown technology for Japan's heavy—lift launcher/Miyaza-
ma Masafumi//IEEE Spectrum.-1989.-26, №3,-C.51-55.Cm.
также РЖ PKT, 1989, 8.41.80.
165. Hll: Japan's indigenous booster//F urniss T im//F light Int.-
1988.-133, №4118.-C.28-30.
166. Development status of the H-ll rocket solid rocket booster/
Fukushima Yukio, Nekemura Tomihisa Eguchi Akihiro, Euita
Takeshi, Asai T atsuro, Endo Takao//J. Space Technol. and
Sci.-1988.-4, №1'.-C.1-10. См. также РЖ PKT, 1989,
• 3.41.69.
1 167. Development status of H-(I rocket first stage propulsion sys-
j tem/Nagai H., Noda K.//AIAA Pap.-1988.-№2933.-C. 1-6.
] ; См. также ЭИ АР, 1989, вып. 25, реф. 94.
3 1 168. Japan to test H-ll model//lnteravia Air Lett.-1989.-№11674,-
5 С.2. См. также РЖ PKT, 1989, 6.41.254.
1 169. Japan pursues space shuttle advanced technology work/Cou—
J valt C.//Aviat. Week and Space Technol.—1986,—125, №3,—
C. 84—87. См. также ЭИ АР, 1987, вып. 46, реф. 188-199.
170. Japan plans Shuttle test//F light Int.—1988,—133, №4123,—
С.14. См. также РЖ PKT, 1988, 11.41.283.
171. NASDA's space programs in the future/Murata Ryoichi/ZFutu-
ro attiv. commer. e ind. spazio: Implic. assicurative; 4 Conv.
34-1 269
268
int., Roma, 12-13 marzo, 1987.—Milano, 1987 ,-C. 115-122.
См. также РЖ PKT, 1989, 4.41.22.
172. Chinese inaugurate launch site and new Long March variant/
Air and Cosmos Mon.-1988.-2, №9.-C.39. См. также РЖ
PKT, 1989, 6.41.273.
173. China agrees to limit marketing of Long March booster in
U.S.Z/Aviat. Week and Space T echnol.-1989.-130., № 1 .-C 37.
См. также РЖ PKT, 1989, 6.41.9.
174. Agreement sets stage for.Chinese entrance into launch market/,
Satell. News.-1989.-12, №1.-C.5-6. См. также РЖ PKT,
1989, 6.41.10.
175. China's fragile grip on space/Furniss Tim//Flight Int.-1989.-
136, №4171 -C.25-27. См. также РЖ PKT, 1989, 11.41.70.
176. China plans three new space launch vehicles//Aerosp. Dai ly.—
1987.-142, № 50.-C. 393-394. См. также РЖ PKT, 1988,
1.41.61.
177. ASLV fails again//F light Int.-1988.-1 33, №4123 ,-C. 6. Cm.
также РЖ PKT, 198 8, 11.41.295.
178. India may fire polar satellite vehicle in 1990//Space Today.-
1989.-4, №6.—C.9.
179. Indian launches delayed//Spaceflight.-1989,—31,№8.-C.279.
180. The TRANSCOST -model for launch vehicle cost estimation
and its application to future systems analysis/K oelle Diet-
rich E.//Acta astronaut.—1984.—11, № 1 2.-C. 803—817.
181. Launch cost analyses for reusable space transportation sys-
tems (Sanger II)/Koelle Dietrich E.//Acta astronaut.-1989,-
19, №2.-0-191-197. См. также РЖ PKT, 1989,11.41.77.
УКАЗАТЕЛЬ
ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ СРЕДСТВ
1. Ракеты-носители (PH)
Восток 28, 42
Зенит 34, 42
Космос 32, 42
Протон 33, 42
Циклон 32, 42
Энергия 35, 42
Ariane I 156,1 69,170
1 Ariane II 157,169,170
| Ariane III 157,169,170
Ariane IV 158,169,170
Ariane V 132,169,170
ASLV 223
Atlas 57 ... ,
Atlas G-Centaur
( модификации) 59
Atlas I 59,61
Atlas II 60, 61,77
Atlas KA 60,61
Atlas HAS 60,61,77 r;
Conestoga 138 _ •
CZ I 211,217
CZ II 212, 217
CZ II-4L 217, 219
CZ HI 215, 217
CZ III A 218
CZ IIIA-4L 217,219
CZ IV 216
Delta 50
Delta II 52
( модификации)
Delta 6925 52,55,77
Delta 7925 53,55,77
Diamant 153
Europe 154
GSLV223
HI 196, 207, 208 ,
H II 198,207, 208 ' .
ILV I 139 / "
Juno | 46
Juno II 46
Lambda-4S 193 '
Liberty 142 '
Long March (см.
M-4S194
M-3C 194
М-Зн 195 ’
M-3S-II 195
IM I 196, 207, 208
N II 196,207,208
Pegasus 148 ,'f
PSLV223
Saturn I 68
Saturn IB 68 ".;
Saturn V 69 7 ..
Scout 49,77
SLV-3 222
T hor 47 /
T itan 62
T itan I) 62, 66
Titan III 62,66,77
T itan IV 64,66,77
Vanguard 47
2. Транспортные космические
Beta II 185
EARL 189
Shuttle-C 102
Shuttle l| 105
Space Shuttle 39,71,77,89,99
аппараты (ТКА)
34-2
271
3. Космические самолеты (КС)
Буран 37 * ;
Hermes 172
Himes 203
Hope 202
Space Shuttle 72,93
4. Ракетно-космические травспортвые системы (PKTC)
Энергия/Буран 39,42
Ariane В/Hermes 165
Н Il/Норе 202 ‘
5. Межорбитальные транспортные аппараты (МТА)
AMS 79 OMV 83
AMS ( высокоэнергетический РАМ—А 80
вариант) 82
ATV 176
Centaur D-1T 79
Centaur G 81
Centaur G 81
HP PM 82
Iris 81
IUS80
LPM82
Р AM-D 80
Р AM-D II 80 ' -
SCOTS 81
SGS II 80 "
STV 82
TOS 80
TOS/AMS 81
TOS/AMS ( высокоэнергети-
ческий вариант) 82
Tran stage 79
6. Воздушно-космические аппараты (ВКА)
Hotol 180 '
NAL 205 -
NASP 125 'i ' -
Sanger 184
X-30 128 ; Ai-
Выпуски и тома серии, опубликованные ранее:
1. Ракетостроение т. 1, 1963 - 1965, М., 1966
2. Ракетостроение т. 2, 1966 - 1967, М., 1969
3. Ракетостроение т. 3, 1969 - 1972, М., 1973
4. Ракетостроение, т. 4, 1970 - 1973, М., 1974
5. Ракетостроение т. 5. 1973 - 1975, М., 1977
7. Ракетостроение т. 6. М., 1978
7. Ракетостроение т. 7. М., 1976
8. Ракетостроение т. 8. М., 1978
9. Ракетостроение и космическая техника т. 9, М., 1985
ДО. Ракетостроение и космическая техника т. 10. М., 1989
СОДЕРЖАНИЕ
В.К. Сердюк, Н.В. Толяренко, Н.Н. Хлебникова
ТРАНСПОРТНЫЕ СРЕДСТВА ОБЕСПЕЧЕНИЯ
КОСМИЧЕСКИХ ПРОГРАММ
Введение................................... .
1. Инфраструктура транспортных средств, обеспечи-
вающих космические программы...................
2. Транспортные космические средства СССР .... 21
3. Транспортные космические средства США....... 4Q
3.1. Ракеты-носители США . .................... 42
3.2. ТКАSpace Shuttle.................... • yj
3.3. МТА, используемые в космических програм-
мах США........................................ 79
3.4. Направления совершенствования ТКА Space
Shuttle ....................................... 93
3.5. Проекты модификаций ТКА Space Shuttle • . . 103
3.6. Проекты нового поколения ТКА Space Shuttle Ю9
3.7. Программа создания семейства новых носи-
телей ALS .....................................121
3.8. Программа создания воздушно-космического
аппарата NASP................................. 129
3.9. Программы создания коммерческих ракет-но-
сителей ...................................... 141
4, Транспортные космические средства стран Западной
Европы......................................
4.1. Западноевропейские ракеты-носители..... 156
4.2. Перспективные транспортные космические
средства стран Западной Европы.................192
5. Транспортные космические средства Японии.........206
6. Ракеты-носители КНР........................... 227
7. Ракеты-носители Индии..........................238
8. Модели оценки эффективности разрабатываемых но-
сителей ........................................ 240
Выводы............................................257
Заключение........................................258
Литература....................................... 259
Указатель транспортных космических средств..... 271
274
УДК 629.782
Сердюк В.К., Толяренко H.B.j Хлебникова Н.Н. Тран-
спортные средства обеспечения космических программ //
Итоги науки и техн. ВИНИТИ. Сер. Ракетостроение и косми-
ческая техника. — 1990. - 11. — С. 1-273
Приведен обзор состояния существующего мирового парка
транспортных космических средств, представлены проекты
перспективных транспортных средств одноразового и много-
разового использования, освещены вопросы коммерциализа-
ции транспортных космических средств, дана характеристика
национальных программ создания транспортных космических
средств, приведены примеры реализации международного сот-
рудничества в области их создания и использования. Ил. 98.
Табл. 39. Библ. 181. .Материалы 1987—1989 гг.