ИЗ ИСТОРИИ МНОГОРАЗОВЫХ ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ ВЕРТИКАЛЬНОГО ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ*

(*Доклад, прочитанный 15 декабря 1993 г. на XXXV конференции аспирантов и молодых специалистов ИИЕТ РАН.)

На первых этапах освоения космического пространства основой транспортных космических систем стали многоступенчатые баллистические ракеты, созданные на базе боевых машин. За 35 лет их эксплуатации выявились серьезные недостатки.

Во-первых, это одноразовость применения, что влечет за собой дороговизну космического транспорта.

Во-вторых, это вытекающая из "боевого", "многоступенчатого" прошлого необходимость удаления стартовых комплексов от жилых и промышленных центров и наличия зон для падения отработанных блоков.

Главным путем решения этих проблем видится переход к многоразовым транспортным системам, а наиболее известные их представители — воздушно-космические самолеты. Характерная особенность предлагаемых и реализованных проектов — самолетная посадка на ВПП, а до этого — плавное торможение в атмосфере, с довольно большим аэродинамическим качеством.

Однако попытки создания многоразовых систем на основе крылатых аппаратов ("Спейс Шаттл", "Энергия"-"Буран", НАСП) не только не привели к снижению стоимости выведения, но и наоборот, необходимость решения технических и технологических проблем вела к значительному удорожанию.

Самое "больное" место — как раз крылья, теплозащиту которых трудно увязать с аэродинамикой. Необходимость сохранения заданной формы практически исключает или серьезно осложняет применение абляционной теплозащиты. Плавное — более длительное — торможение в атмосфере ведет к тому, что, хотя и меньшее тепловое воздействие, оказывается большее время.

Эти проблемы стали очевидны еще в конце 50-х — начале 60-х годов, и тогда же был предложен иной путь. Ряд американских специалистов, например, инженер фирмы "Дуглас" Ф.Боно, предложили создать одноступенчатую "бескрылую" ракету-носитель, способную как вывести полезный груз на околоземную орбиту, так и спуститься с нее, опять-таки с грузом.

Вход корабля в плотные слои атмосферы должен был выполняться как у "скользящих" СА (или головных частей МБР) что позволит, используя все-таки атмосферу, во-первых, уменьшить перегрузки, а во-вторых, совершить маневр для посадки в заданном (в определенных, конечно, пределах) месте.

Но тепловые и аэродинамические нагрузки при этом будут значительно меньше, чем у крылатого аппарата /1,с.102,165; 2; 3,с.6,12/.

После участка аэродинамическою торможения скорость такого корабля будет около 50-70 м/с. С высоты в несколько сотен метров эту скорость должны погасить до 0 м/с задросселированные маршевые двигатели, использующие либо остатки топлива из основных баков, либо специальный запас. Возможно и применение специальных жидкостных ракетных или турбореактивных посадочных двигателей.

Система управления кораблем при посадке аналогична лунным посадочным блокам или вертикально-взлетающим самолетам.

В качестве двигателя на первом этапе предполагалось использовать большое количество относительно небольших ЖРД, размещенных по кольцу вокруг центрального тела — теплозащитного экрана.

В дальнейшем должен был применяться ЖРД "Аэроспайк" с кольцевой секционной камерой сгорания и соплом с центральным телом и внешним расширением, испытывавшийся тогда фирмой "Рокетдайн".

Прорабатывалась и гипотетическая тогда возможность применения ядерных ракетных двигателей.

До настоящего времени такие КТС в нашей стране рассматривались только в плане оперативной технической информации, либо как рассуждения о том, что и такие системы возможны, а анализ развития (к сожалению, только проектов) в открытой литературе не проводился.

Разработка подобных машин началась в США в рамках программ РИТА, "Ромбус" ("Нова"), САССТО.

Проект РИТА (Reusable Interplanetary Transport Approach)/5,c.32; 7/, разрабатывавшийся фирмой "Дуглас" в 1959-1960 гг., предполагал создание двух аппаратов, имевших форму усеченною конуса: РИТА-А с атомным двигателем стартовой тягой 90 т., способного доставить на Луну 4,5 т. полезной нагрузки, и РИТА-Б со стартовой тягой ЯРД — 340 т., полезная нагрузка на Луну — 11 т.

В атмосферу Земли корабль должен был входить как головная часть МБР, т.е. как конус острием вперед.

Проблемы управления аппаратом при входе в атмосферу и сохранения криогенных компонентов топлива были рассмотрены инженерами фирмы в работе /7/ на примере корабля — развития РИТА для полета на Марс.

Твердофазный ядерный ракетный двигатель тягой 680 т., с удельным импульсом 1000 сек., должен был разгонять корабль стартовой массой 515,28 т. (из них — 430,334 т. жидкого водорода, 19 т. полезной нагрузки) до скорости 18114 м/с. Аппарат предполагалось выполнить конструктивно — несимметричным: "лобовая" при входе в атмосферу сторона конуса должна была иметь многослойную теплозащиту с использованием тугоплавких неорганических материалов ("рефразил"), в то время как противоположная. — только низкотемпературную теплоизоляцию из спрессованной фольги.

Проект "Ромбус" /1,с.104,110,179; 4/ разрабатывался фирмой "Локхид" в рамках программы создания перспективных сверхтяжелых, носителей "Нова" в 1963-1965 гг. В корпусе ракеты, имеющем форму усеченного конуса, должны были разместиться подвесной сферический бак с жидким кислородом, запасы топлива для маневрирования и посадки, кольцевой секционный ЖРД с центральным телом — охлаждаемым теплозащитным экраном. Полезную нагрузку — 454 т.— предполагалось размещать на верхнем торце корпуса, под коническим обтекателем.

Вокруг корпуса подвешивались 8 сбрасываемых цилиндрических баков с жидким водородом. После отделения полезной нагрузки, дождавшись прохождения над заданным районом, "Ромбус" должен был сойти с орбиты и приводниться.

Проект САССТО /1 ,с.100-102,165-167; 4/ фирмы "Дуглас" предусматривал создание многоразового одноступенчатого аппарата с вертикальным стартом и посадкой на базе ракетного блока "S-4" ракеты-носителя "Сатурн-5" ("Saturn Application Single Stage to Orbit"). В отличие от базового изделия должны были использоваться подвесные сферический бак дли водорода и торовый (наборный, из сферических секций) — для кислорода. Доставляться на околоземную орбиту и спускаться с нее должна была нагрузка, соответствующая КК "Джемини" (3680 кг.)

Предполагалось использовать такие корабли и для дальних скоростных перевозок — так, например проект "Пегасус"/1 ,с.105,180-190; 2/ предусматривал создание корабля, по схеме аналогичного "Ромбусу", способного доставить 33,3 т. платной нагрузки на расстояние 14100 км со скоростью 8450 м/с. 170 пассажиров должны были разместиться на четырех палубах отсека полезного груза цилиндрической формы. Предполагалось, что по крайней мере 4 внешних водородных бака из 8-и не будут сбрасываться, а сыграют роль стабилизаторов при входе в атмосферу.

В варианте носителя "Пегасус" должен был заменить 2 первые ступени "Сатурн-5", доставляя 90,8 т. полезной нагрузки на круговую орбиту высотой 555 км. . Известен и больший по масштабам проект "Итакус" — 1200 пассажиров.

В это же время в Англии велись работы по аналогичному проекту "Гиперион"/l,c.103,167; 3/, который должен был доставлять 18,1 т. полезной нагрузки на расстояние 20000 км. со скоростью 27400 км/ч. Сферический бак водорода и торовый — кислорода размещались в коническом корпусе, по периметру основания которого — теплозащитного экрана в форме шарового сегмента — располагалось большое количество камер сгорания секционного маршевого двигателя. Грузопассажирский отсек цилиндрической формы имел конический головной обтекатель.

Старт корабля должен был производиться с ракетной тележки, разгонявшейся по эстакаде, посадка — на четыре телескопические опоры.

В конце 60-х годов эти работы были прекращены.

Почему? Можно выделить две группы причин: организационные и технические.

Во-первых, все силы и средства были брошены на программу "Аполлон", что привело к прекращению многих других программ, а, когда и ее закрыли, потребовалось время, что бы выбрать новые приоритеты.

Во-вторых, главными заказчиками многоразовых (как и любых других) космических систем были военные, а им важнее, что крылатый вариант имеет большую маневренность при посадке /4/.

В-третьих, в 60-х годах представлялось, что создать крылатый корабль с использованием опыта авиации будет проще технически, а значит — дешевле. И, наконец, в-четвертых, вертикально излетающие и садящиеся корабли выглядели (да и сейчас выглядят) очень непривычно, психологически труднее принять их как реальные транспортные машины.

Из технических проблем главные — возможность создания конструкции с требуемым массовым совершенством и акустические нагрузки.

Формула Циолковского однозначно определяет соотношение стартовой и конечной масс ракеты, характеристической скорости и удельного импульса двигателя (скорости истечения).

Характеристическая скорость определяется высотой орбиты и потерями при выведении, которые из-за специфической формы корпуса (малое удлинение) и специфическою режима выведения у одноступенчатой многоразовой ракеты будут больше.

Удельный импульс дли водородно-кислородных ЖРД не превышает 450 с, а для других распространенных компонентов почти на 100 с меньше. Подходящие для проекта РИТА ЯРД не созданы и по сей день.

А соотношение масс заправленной и пустой ракеты определяется ее конструкцией и технологическими возможностями производства.

В проектах многоразовых космических кораблей вертикального взлета и посадки (МККВВП) первого поколения (табл.1) отношение стартовой массы к массе полезной нагрузки меньше этих значений для одноразовых многоступенчатых носителей. Между тем конструкция многоразовых одноступенчатых аппаратов должна была выдерживать аэродинамические и термические нагрузки при входе в атмосферу, ударные нагрузки при посадке, и все это — при конструктивной характеристике по крайней мере не хуже одноразовых ракет, при том, что на перечисленных проектах предлагалось применять подвесные и криогенные компоненты. Технологические возможности создания таких конструкций в 60-е годы были сомнительны. Единственная реализованная конструкция носителя с подвесными баками — советская машина Н-1, но конструктивные характеристики ее блоков — не более 9. Выяснилось и еще одно, фатальное для проектов тех лет обстоятельство: известно, мощность акустического воздействия достигает 10% мощности двигателей, а с ростом стартовой тяги эта величина в абсолютном значении растет. И при стартовой массе более 4-5 тысяч тонн очень сложно создать ракету (с ЖРД), не рассыпающуюся от собственного звука, способную выйти на орбиту /6/. А масса кораблей "Ромбус" и "Итакус" попадает в эту зону. Так, при старте "Итакуса" шум в 2,5 раза превышал бы эту величину для "Сатурна-5"/1, с.191/.

ТАБЛИЦА I

	RITA	Pegasus	Rambus	SASSTO
Мст, т	515.28	1515.0	6350.0	98.0
Мпн, т	19.0	90.8	454.0	3.68
Мтоп, т	430.33			86.3
Мсух, т	65.95	148.0*		6.7
Мст/Мпн	27.12	16.68	13,87	26.63
Мтоп/Мсух	6.53			12.88
* с топливом для посадки

Следующий всплеск интереса к МККВВП пришелся на начало и середину 70-х годов. Он обусловлен двумя причинами.

Во-первых, такие системы рассматривались как возможный вариант системы "Спейс Шаттл" — альтернатива крылатому аппарату.

А во-вторых подобные, но уже многоступенчатые, системы предлагаются для доставки на околоземную орбиту элементов солнечных космических электростанций (СКЭС), для реализации крупномасштабных межпланетных программ — в них стоимость доставки на орбиту десятков тысяч тонн была решающей.

Примерами альтернативных "Шаттлу" проектов являются БЕТА и СЕРП.

БЕТА (Bnilistisches Einstufiges Tragen-Aggregat) разработана западногерманской фирмой "Мессершмидт-Бельков-Блом" в 1970 г. При стартовой массе 145 т. система должна была выводить на низкую околоземную орбиту 7 т. полезного груза, а с дополнительной второй ступенью — 700 кг на геостационарную орбиту при старте с территории ФРГ.

При входе в атмосферу скорость аппарата уменьшалась бы с 7750 до 70 м/с, после чего, на высоте 5000 м, должно было начаться торможение задросселированными маршевыми двигателями. "Центральное тело", на котором на взлете происходило "внешнее расширение", было спрофилировано так, что на наиболее теплонагруженных участках торможения сопла двигателей находились в аэродинамической тени — за скачком уплотнения.

В отличие от предыдущих проектов водородный бак BETA был несущим, кислородный напоминал бак САССТО. Главным преимуществом подобной системы виделась ее маневренность — возможность стартовать с относительно неподготовленных площадок, отсутствие зон отчуждения в местах падения отработанных блоков, возможность посадки через несколько витков в месте старта.

США привлекли западногерманских специалистов к программе "Спейс Шаттл", от собственного корабля ФРГ тогда отказалась.

СЕРБ (Single-stage Earth-orbital Reusable Vehicle) разрабатывался в 1971-1974 гг. Космическим отделом корпорации "Крайслер" по заказу НАСА, как прямой конкурент крылатой многоступенчатой системе в программе "Спейс Шаттл"/8/.

Аппарат представлял собой конус с углом полураствора у вершины 450, а у основания — 220. Полезная нагрузка — до 36 т. на орбиту высотой 185 км и наклонением 550 — размещалась в цилиндрическом контейнере (с загрузкой сверху) и впереди него, под обтекателем. Вокруг полезной нагрузки коаксиально размещались торовые несущие баки с жидкими водородом и кислородом, под кислородным баком — двигатели. Стартовая масса — 2479 т.

Для полета к орбитальным станциям на высоких орбитах предполагалось использовать многоразовую дополнительную ступень, состоящую из ракетного блока, размещавшегося в грузовом отсеке, и возвращаемого аппарата с несущим корпусом и горизонтальной посадкой на аэродром. Ракетный блок предполагалось возвращать на основной ступени СЕРВа.

В качестве маршевого двигателя предполагалось применить секционный (16 секций) ЖРД типа "Аэроспайк", со стартовой тягой 3045,9 т. и удельным импульсом 346,7-469,5 сек. Внешняя, регулируемая стенка кольцевого сопла на участке входа в атмосферу обеспечивала бы защиту камер сгорания от набегающего потока.

Вход в атмосферу должен был выполнялся аналогично СА "Аполлон", с аэродинамическим качеством 0.3 (угол атаки — 22°), что дало бы перегрузку не более 3g. Мягкую посадку должны были обеспечивать 40 турбореактивных двигателей, тягой по 8,5 т каждый, что обеспечивало бы большую маневренность в момент посадки и возможность перелета между наземными площадками.

Предполагалось применять переизлучающую теплозащиту.

К моменту опубликования проекта (в 1974 г.) схема "Шаттла" была уже утверждена, кроме того "Крайслер" — все-таки автомобильная, а не аэрокосмическая фирма, видимо это тоже сыграло свою роль — СЕРВ не был реализован.

Тяжелые и сверхтяжелые ракеты-носители, предложенные в 70-х — 80-х годах, рассчитаны на значительно больший, чем в настоящее время, грузопоток. В них так или иначе используются элементы системы "Спейс Шаттл" и результаты, полученные в ходе вышеперечисленных разработок. Отсутствие крупномасштабных космических программ и нерешенность проблемы акустических нагрузок препятствуют реализации проектов ВТОВЛ, фирмы "Боинг", "Нептун" /9,10,11/.

Многоразовая ракета-носитель ВТОВЛ (Vertical Take-Off, Veil real Landing), предложенная в конце 70-х годов фирмой "Рокуэлл" /9/, при стартовой массе 4513 т. должна была выводить на низкую околоземную орбиту 149,7 т. полезной нагрузки. Предполагалось используется несущий топливный отсек сложной формы, причем бак окислителя (кислорода) частично утоплен в водородном баке.

Зона полезной нагрузки должна была располагаться сверху и иметь, как и ракета и целом, коническую форму. На участке входа в плотные слои атмосферы сопла двигателей закрывались бы откидными крышками. Мягкую посадку с использованием задросселированных главных двигателей предполагалось выполнять на три выдвижные стойки шасси.

В 1977 г. фирмой "Боинг" предложен проект сверхтяжелой двухступенчатой ракеты-носителя "Космический грузовик" для создания СКЭС /10/. При стартовой массе 10464 т. на околоземную орбиту должно было доставляться 405 т.

Носитель имел коническую форму с неотделимым цилиндрическим обтекателем отсека полезной нагрузки. Полезная нагрузка — цилиндр длиной 23 м с "плотностью компоновки" 75 кг/м².

На первой ступени должны были устанавливаться 16 стартовых ЖРД тягой но 863 т. каждый, удельный импульс — 350,7 сек., и 6 посадочных ЖРД по 209,1 т. Компоновка двигателей напоминает 1-ю ступень Н-1 ("периферийная" — взлетная и "центральная" — тормозная двигательные установки). Использовался подвесной топливный отсек в форме сплюснутого сфероида, разделенного совмещенным днищем.

Вторая ступень (8 ЖРД ССМЕ по 209,1 т. с удельным импульсом 456,2 сек.) должна была выходить на орбиту вместе с полезной нагрузкой. После "разгрузки" длина аппарата уменьшалась с 9,15 до 31,15 м [так в тексте — im]. При возвращении ступень входила бы в плотные слои атмосферы аналогично головной части МБР, вперед обтекателем, которым является и теплозащитным экраном.

Сверхтяжелый многоразовый носитель "Нептун"/11/ специалисты ФРГ предлагают использовать в программах освоения Луны и планет Солнечной системы. При стартовой массе 7000 г. он должен доставлять на околоземную орбиту 345 т. и 63,63 т. — на геостационарную, причем 3-ю ступень планируется использовать как многоразовый межорбитальный буксир.

Носитель представляет собой восьмигранную пирамиду со сфероподобным днищем. На 1-й и 2-й ступенях должны использоваться подвесные баки такого же диаметра, как внешние баки системы "Спейс Шаттл", на третьей — сферические. На всех ступенях устанавливаются ЖРД ССМЕ (всего 48+12+1=61 шт.).

Характерной особенностью проектов МККВВП второго поколения является очевидное (табл.2) ухудшение массовых характеристик — рост относительной массы конструкции при сохранении или снижении массы полезной нагрузки. И это при том, что конструкция и технология производства КЛА значительно ушли вперед — появились новые материалы, методы расчета, реально испытаны двигатели требуемой тяги с требуемым удельным импульсом.

Конечно, в какой-то степени это связано с более глубокой проработкой конструкции МККВВП 2-го поколения.

Вместе с тем очевидно, что предельные массовые характеристики приносятся в жертву эксплуатационным требованиям — многоразовости, удобству межполетного обслуживания. На аппаратах появляются, например, крышки сопел маршевых двигателей, вспомогательные ТРД, убирающиеся шасси.

3 апреля 1993 г. на заводе фирмы "Макдокнел-Дуглас" состоялся вывоз из сборочного цеха "летающего стенда" DC-X — прототипа МККВВП DC-Y "Дельта Клипер".

Этот аппарат 16 августа 1991 г. объявлен победителем конкурса — программы ССТО (Single Stage To Orbit), предполагающей создание одноступенчатого многоразового космического корабля /3,с.4/. Главным заказчиком выступала "Организация по осуществлению Стратегической Оборонной Инициативы" (ООСОИ).

Таблица 2.

	BETA	SERV	VTOVL	Boing	Neptune
Мст, т Мпн, т. Мтоп, т Мсух, т Мст/Мпн Мтоп/Мсух	145.0 7.0 115.0 10.0 20.71 11.5	2479.1 36.43 2240.1 202.56 68.05 11.06	45129 149.6 3883.6 429.2 30.16 9.05	10464,0 405.0 9003.0 1143.0 25,84 7.88	7000.0 345.0 5790.0 731.0 20.29 7.88

Фирма "Дуглас" считает, что "Дельта Клипер" должен стать для космонавтики тем же, чем в свое время самолет DC-3 стал для авиации /3,с.1/.

Предполагается, что полеты DC-X до высоты 9000 м. позволят продемонстрировать саму возможность вертикального взлета и посадки таких машин, отработать систему управления, конструкцию посадочных амортизаторов. На "летающем стенде" используются 4 водородно-кислородных ЖРД RJ-10A-4 со стартовой тягой по 9,4 т /3,с.8-9, 12/.

Следующим шагом будет орбитальный аппарат DC-Y. Форма — конус со сферическим затуплением. Предполагается, что DC-Y сможет входить в атмосферу носом (аналогично РИТА), что позволит упростить конструкцию ЖРД тина "Аэроспайк" /3,с.7/.

Переднюю (верхнюю) часть корабля (почти до половины длины) занимает водородный бак, суда по опубликованным рисункам — несущий /3, с.10/. Далее — отсек полезной нагрузки, в котором разместятся кабина экипажа (3 человека), возможно — катапультируемая, и собственно — отсек ПН, погрузка-разгрузка — через откидную крышку в боковой поверхности.

Ниже расположен подвесной сферический кислородный бак, вокруг него — модульная двигательная установка с давлением в камерах сгорания 185 кг/см². Здесь же — 4 выдвижные посадочные опоры из композиционного материала титан-карбид кремния, разрабатываемые фирмой МББ (аналогично БЕТА) /3, c.11/.

Вообще, только широчайшее применение композиционных материалов, пожалуй, и делает проект реализуемым. В частности, носовой обтекатель, работающий при температуре до 1393°С, должен быть выполнен из КМ "углерод-углерод", обшивка на участке водородного бака и отсека ПН со стороны набегающего потока — из графитоэпоксидного КМ Р75, с противоположной — "сэндвич" с титановыми сотами, силовой набор — из КМ Р100 и сплава "инконель-718", охлаждаемое центральное тело двигателя — КМ на основе карбида кремния.

Для кислородного бака предполагается применить сплав "Велдамит-049" (аллюминий-медь-литий), в двигательной установке планируется использовать сплавы "инкаллой 909", "6-2-42", "улспаллой", "монель".

Тем не менее, отношение стартовой массы к массе полезной нагрузки — 51,44 (табл.3) — значительно хуже, чем для большинства рассмотренных проектов, а сама полезная нагрузки — 9 т. на низкую орбиту и 4,54 т. на полярную — значительно уступает системам "Шаттл" или "Титан-4". И в рамках СОИ DC-Y предполагалось применять для развертывания системы "Бриллиант Пебблз", характеризующейся малой массой доставляемой нагрузки.

ТАБЛИЦА 3

	DC-X	DC-Y
Мст, т Мпн, т Мсух, т.	16.3 0.23 7.21	463.0 9.0 36.2
Мст/Мпн		51.44

Зато едва ли не главным требованием к "Дельта Клиперу" является минимальное время межполетного обслуживания. В проект заложена возможность посадки и взлета с неподготовленных площадок, лишь бы позволяла прочность покрытия или грунта. Обслуживание DC-Y будет вестись с машин, вроде тех, что работают с самолетами в аэропортах. Не снижает массу и стремление использовать уже отработанные элементы с других летательных аппаратов, например систему автоматического управления посадкой от штурмовика-СВВП AV-8.

Но именно такие меры позволят создать транспортную систему, способную сделать космонавтику более доступной и дешевой.

ЛИТЕРАТУРА

1. Боно Ф., Гэтлэнд К. Перспективы освоения космоса. М., 1975.

2. "Астронавтика и ракетостроение", 1965, № 22.

3. "Техническая информация ЦАГИ". 1992. № 13.

4. Обзор ЦАГИ № 405,1973.

5. Морозов К.В. Космическое оружие. М, 1966.

6. Бурлаков В.П., Данилов Ю.И. Ракеты будущего. М., 1990.

7. Лоув Р.Е., Жерве Р.Л. Вход космического корабля с человеком на борту в атмосферы Марса и Венеры //Ракетная техника. 1962. № 11. С.27-37.

8. Thrratt СЕ SERV-A Reusable Single Stage to Orbit Space Shuttle Concept //JBIS. Vol.28.1975. N 1, P.3-25.

9. Jack M.W., Bell J. Advanced space transportation requirements and option //JBIS. Vol.37, 1981 N 12. P.531 — 536.

10. Woodcore G.R. Solar Satellites — space key to our power future //Astronautics & Aeronautics. Vol.15.1977. N7/8. P.30-43.

11. Koelle H.H. The future big booster //JBIS. Vol.39.1986. N 8. P.331-338.

12. Ракетно-космическая техника. N 24 (1700), 11 июня 1992 г.