Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

766	Глава 6.3. МНОГОРАЗОВЫЕ РН

освоение технологии изготовления круп ногабаритных вафельных конструкций, тех нологии изготовления баков боль шого диаметра с внедрением электронно лу чевой сварки;

решение вопросов транспортирования крупногабаритных элементов конструкции РН специальным самолетом 3М Т, спроектиро ванным в ОКБ им. В.М. Мясищева;

создание универсального комплекса стенд– старт, обеспечивающего как эксперименталь ную огневую отработку, так и пуск РН;

создание производственной базы на по лигоне, оборудование многоцелевого техниче ского комплекса, создание автоматизирован ной СУ подготовкой и пуском.

Основные характеристики РН «Энергия»

Количество ракетных ступеней РН . . . . . . . . . 2 Стартовая масса, т . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2400 Масса ПГ, выводимого на ОИСЗ, т . . . . . . . 100 Топливо на блоках I ступени . . . . . жидкий кис лород керосин Двигатели на блоках I ступени. . . . . . . . . ЖРД, РД 170

Разработчик двигателей для

блоков I ступени. . . . . . . . . НПО «Энергомаш» Тяга двигателя I ступени (земная), тс . . . . . . 740 Удельный импульс тяги двигателя

I ступени, с. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 309 Топливо II ступени . . . . . . . жидкий кислороджидкий водород II ступени . . . . . . . . . ЖРД, РД 0120 (11Д122), 4 шт

двигателей II ступени. . . . . . КБХА Тяга ДУ II ступени в пустоте, тс. . . . . . . . 4 200 Удельный импульс тяги двигателя

II ступени в пустоте, с . . . . . . . . . . . . . . . . 464 Габаритные размеры:

длина ракеты, мм . . . . . . . . . . . . . . . . 59 000 диаметр блоков I ступени, мм . . . . . . . . 3900 диаметр II ступени . . . . . . . . . . . . . . . . 7700 максимальный поперечный

размер, мм . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 16 000

Первый пуск РН «Энергия» осуществлен 15 мая 1987 г. В качестве полезного груза ис пользован демонстрационный макет КА, на званного «Полюс». Летные испытания РН подтвердили правильность принятых схемных и конструктивных решений, достаточность и эффективность проведенного большого объе ма наземной экспериментальной отработки, автономных и комплексных испытаний РН, наземных комплексов и их составных частей.

Второй пуск РН «Энергия», на этот раз с орбитальным кораблем «Буран», был успешно осуществлен 15 ноября 1988 г. и прошел без замечаний.

6.3.3. МТКС «СПЕЙС ШАТТЛ»

Описание и основные характеристики

Многоразовая транспортная космическая система (МТКС) предназначена для доставки на орбиты высотой 200…500 км экипажа и гру зов различного назначения, проведения на ор бите различных исследований, обслуживания КА, доставки на землю результатов проводи мых на КА исследований и самих КА, а также возвращения работающих на КА (станциях) специалистов. На рис. 6.3.4 изображена МТКС «Спейс Шаттл».

Основные характеристики МТКС

Стартовая масса, т . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2040 Стартовая тяга двигателей, МН . . . . . . . . . 28,2 Место старта . . . . . . . . . . . Космический центр им. Кеннеди (28,5 град. с.ш., 83 град. в.д.)

Место посадки орбитального корабля. . . . . . . . . . . . . . . Космический центр

им. Кеннеди, база Ванденберг Наклонение рабочих орбит, . . . . . . . . 28,5…57

Масса полезного груза на круговой орбите высотой 204 км, наклонени

ем 28,5 , т . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 28,8 Масса полезного груза на орбите КС (высота — 407 км, наклонение — 51,6 ), т . . 18,3 Масса возвращаемого полезного

груза, т . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . до 14,5 Экипаж, чел. . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . до 7 Стоимость пуска, млн долл. . . . . . . . . 450…750

МТКС состоит из пилотируемого орби тального корабля многократного использова ния, подвесного топливного отсека и двух твердотопливных ускорителей. Орбитальный корабль является носителем полезного груза и экипажа. В подвесной топливный отсек за правляется кислородно водородное топливо, расходуемое на участке выведения через мар шевые ЖРД, расположенные на орбитальном корабле. Твердотопливные ускорители рабо тают совместно с ЖРД орбитального корабля на I ступени участка выведения. Их тяга пе редается на подвесной топливный отсек в верхнем поясе силовых связей. На II ступени

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

МТКС «СПЕЙС ШАТТЛ»	767

Рис 6.3.4. Многоразовая транспортная космическая система «Спейс Шаттл»

этого участка работают только маршевые	После завершения работы твердотоплив
двигатели орбитального корабля. Управление	ных	они отделяются от МТКС и
полетом на участке выведения осуществляет	уводятся	помощью вспомогательных твердо
ся отклонением вектора тяги маршевых дви	топливны	двигателей разделения и, после по
гателей и двигателей твердотопливных уско	лета по баллистической траектории, привод
рителей.	няются в океане с помощью ПС. После этого

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

768	Глава 6.3. МНОГОРАЗОВЫЕ РН

корпуса твердотопливных ускорителей достав ляются на берег для проведения восстанови тельных работ и повторного использования. Маршевые двигатели продолжают работу на участке II ступени, сообщая всей системе ско рость, близкую к орбитальной. Подвесной то пливный отсек отделяется незадолго до выхода на орбиту и падает в океан, разрушаясь при входе в плотные слои атмосферы. Недостаю щую для выведения на замкнутую орбиту часть скорости орбитальный корабль приобре тает за счет тяги установленных на нем двига телей орбитального маневрирования.

При отказах ряда элементов системы на участке выведения предусмотрена возмож ность безаварийного прекращения полета, предполагающая надежное и безопасное отде ление орбитального корабля от остальных час тей МТКС с возможностью его последующей посадки на посадочную полосу вместе с эки пажем и полезным грузом.

В зависимости от времени проявления отказа на участке выведения предусматрива ются режимы безаварийного прекращения по лета с маневром возврата на основных двига телях и посадкой на основной, либо на распо ложенные по трассе полета запасные аэродро мы, или, если для этого набрана достаточная скорость с выходом на орбиту (одновитковую либо безопасную орбиту ожидания) с после дующей посадкой на аэродром.

При этом в целом ряде аварийных ситуа ций, связанных с разрушением основной кон струкции, потерей тяги или управления векто ром тяги двух или более маршевых двигателей либо повреждением теплозащиты орбитально го корабля, потерей управления вектором тяги твердотопливных ускорителей по двум или больше одинаковым осям, отказам в системе разделения элементов МТКС и т.п., безава рийное прекращение полета невозможно и спасение экипажа не предусматривается.

Каждый из твердотопливных ускорителей состоит из двигателя, переднего и заднего от секов, аппаратуры систем разделения и спасе ния, СУ вектором тяги. Регулирование тяги двигателя (уменьшение примерно на одну треть к 55 й с полета в целях снижения пере грузки и максимального скоростного напора) достигается профилированием заряда.

Управление вектором тяги обеспечивает ся за счет отклонения сопла в двух плоскостях на максимальный угол несколько больше семи градусов.

Секционная конструкция корпуса ускори теля обеспечивает максимальное удобство при его изготовлении, транспортировке и обслужи вании. Две поперечные расчалки и скользящий в осевом направлении узел крепления на хво стовом шпангоуте образуют нижнюю силовую связь между твердотопливным ускорителем и подвесным топливным отсеком.

Лямки вытяжного, стабилизирующего и основного парашютов системы спасения уско рителя прикрепляются к переднему узлу связи между твердотопливным ускорителем и под весным топливным отсеком. Через этот узел происходит передача тяги с твердотопливного ускорителя на подвесной топливный отсек.

Разделение передних и задних связей твердотопливных ускорителей осуществляется с помощью пиротехнических устройств. Во семь РДТТ системы разделения на каждом твердотопливном ускорителе (четыре впереди и четыре сзади) отделяют твердотопливный ускоритель от подвесного

В передней секции имеется отсек для размещения электронной аппаратуры и спаса тельного оборудования, а также четыре РДТТ системы разделения.

Основные характеристики твердотопливных ускорителей:

Длина, м . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 45,46 Диаметр, м . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3,77 Стартовая масса, т . . . . . . . . . . . . . . . .

Масса топлива, т . . . . . . . . . . . . . . . . .

Масса конструкции, т . . . . . . . . . . . . .

Тяга двигателя, МН . . . . . . . . . . . . . . .

Удельный импульс (в пустоте), с . . . . . . 267,3

Подвесной топливный отсек является центральным конструктивно силовым элемен том МТКС, связывающим в единую систему все его элементы. Он предназначен для разме щения компонентов топлива (жидкого кисло рода и водорода) двигателей II ступени (мар шевых двигателей орбитального корабля). Раз мещение двигателей, а также всех основных агрегатов топливной системы (клапанов, ис ключая дренажные, и органов управления) по зволило сделать их многоразовыми. Подвес ной топливный отсек состоит из бака жидкого кислорода, бака жидкого водорода, межбако вого отсека, носового конуса на баке жидкого кислорода, силовых элементов подвески орби тального корабля и твердотопливных ускори телей, магистралей и арматуры подсистем мар шевой ДУ с элементами крепления, раздели

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

МТКС «СПЕЙС ШАТТЛ»	769

тельных колодок связей топливного отсека с орбитальным кораблем и наземными система ми, кабельной сети электропитания. Оба бака

имежбаковый отсек изготовлены из алюми ниевых сплавов.

Бак жидкого кислорода состоит из ожи вальной оболочки, цилиндрической оболочки

иэллипсоидного днища, сваренных между со бой через кольцевые шпангоуты. Бак не имеет других внутренних силовых элементов.

Бак жидкого водорода имеет монококо вую конструкцию и состоит из трех больших и одной малой цилиндрических секций и верх него и нижнего днищ, свариваемых между со бой через основные силовые шпангоуты. Дни ща свариваются из 12 сегментов, цилиндриче ские секции — 8 сегментов. В оболочке ци линдрических секций выфрезерованы стринге ры совместно с 14 промежуточными крепящи мися к ним шпангоутами, обеспечивающие восприятие действующих на бак внешних на грузок.

Силовая конструкция межбакового отсе ка включает вафельную оболочку, один основ ной силовой шпангоут, несколько промежу точных шпангоутов, четыре лонжерона в рай оне подвески твердотопливных ускорителей (по два на каждый узел) и внешний продоль ный силовой набор. Межбаковый отсек стыку ется с баками жидкого кислорода и жидкого водорода торцевыми шпангоутами с помощью болтовых соединений. Подвеска орбитального корабля к подвесному топливному отсеку осу ществляется через один передний узел в районе стыковки межбакового отсека с баком водорода

идвух задних узлов, расположенных на малой цилиндрической секции этого бака. Каждый из твердотопливных ускорителей имеет один пе редний узел подвески в центральной части межбакового отсека и два задних узла в районе нижнего шпангоута бака водорода.

Весь подвесной топливный отсек покрыт наружной тепловой защитой из материалов двух типов: пенопластовой теплоизоляцией и абляционной теплозащитой (в местах воздей ствия высоких температур). Тепловая защита обеспечивает снижение теплопритоков к ком понентам топлива, защиту конструкции от воздействия высоких температур (в зонах тор

можения интерференции, воздействия нагрева от струй двигателей) и предотвращает сжижение воздуха на стенках водородного ба ка и образование льда на внешних поверхно стях подвесного топливного отсека.

Трубопроводы жидкого водорода имеют вакуумную рубашку, а магистрали жидкого ки слорода — пенопластовую изоляцию.

На топливных баках установлено по од ному дренажно предохранительному клапа ну. На подвесном топливном отсеке имеется три разделительных пневмогидравлических колодки: пневмоколодка на межбаковом от секе используется для связи с наземными комплексами в период предпусковых опера ций, а две разделительные колодки в нижней части подвесного топливного отсека и хво стового отсека орбитального корабля ис пользуются для связи с системами окислите ля и горючего МДУ.

На всех магистралях, проходящих через колодки, имеются разделительные клапаны по обе стороны разделительной колодки с пнев и механическим (дублирующим) обеспечивающими закрытие кла панов отделением подвесного топливно

го отсека Предстартовый наддув баков осуществ

ляется гелием с Земли, основной наддув — подогретыми парами основных компонен тов, отбираемых от двигателей. Газы надду ва подаются через расположенные в баках распылители. Профилированные заборные устройства с воронкогасителями обеспечи вают минимальные остатки компонентов в баках. Во время стоянки на стартовой пози ции после заправки баков осуществляется циркуляция компонентов топлива: окисли теля — по основной магистрали подачи и антигейзерной магистрали, размещенной на подвесном топливном отсеке, горючего — по основной магистрали подачи на подвес ном топливном отсеке через разделитель ную колодку, по основной магистрали в хвостовом отсеке орбитального корабля и по магистрали циркуляции обратно в бак водорода (принудительная циркуляция на сосом с электроприводом, расположенным на борту орбитального корабля).

На борту орбитального корабля установ лена пассивная система подавления продоль ных колебаний в магистрали подачи жидкого кислорода. Для гашения колебаний кислорода в баке при стоянке и в процессе его опорожне ния в нем расположен блок демпфирующих перегородок.

В обоих баках расположены блоки датчи ков уровня систем заправки и синхронизации опорожнения баков.

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

770	Глава 6.3. МНОГОРАЗОВЫЕ РН

Основные характеристики топливных баков:

Длина, м . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 47 Диаметр, м . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 8,4 Стартовая масса, т . . . . . . . . . . . . . . . . . . 748 Масса топлива, т . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 721 Масса конструкции, т . . . . . . . . . . . . . . . . 27

Орбитальный корабль предназначен для создания необходимых условий, обеспечиваю щих жизнедеятельность и работу экипажа и специалистов, функционирование полезного груза и МД II ступени на участках выведения, орбитального полета и возвращения.

Вкабине орбитального корабля могут размещаться и работать семь человек. Полез ный груз, выводимый на орбиту массой до 29,5 т, размещается в отсеке полезного груза длиной 18,3 м и диаметром 4,57 м.

Корабль представляет собой само лет–низкоплан, выполненный по схеме «бесхвостка». Конструкция корпуса корабля изготавливается из алюминиевого сплава. Для защиты от высоких температур , возни кающих при торможении в атмосфере, конст рукция защищена сложной системой теплоза щитных покрытий. Передние кромки крыла

иносовая часть фюзеляжа защищены ком позиционным материалом углерод–углерод,

выдерживающим температуру торможения 1650 С. Нижнюю поверхность крыла защи щают плитки с рабочей температурой 1260 С,

изготовленные из вспененного волокна аморфного кварца размером 152 152 мм тол щиной от 25 до 90 мм. Остальные части кор пуса защищаются менее температуростойкой изоляцией (плитками большего размера и гибкими войлочными «одеялами»). Плитки крепятся к обшивке через войлочную под ложку, компенсирующую разницу темпера турных деформаций.

Впередней части фюзеляжа расположена герметичная кабина экипажа и передний мо исполнительных органов системы реак управления. Средняя часть занята в

основном грузовым отсеком.

Три маршевых двигателя размещаются в хвостовом отсеке корабля. Здесь же в двух спе циальных внешних гондолах размещаются ДУ системы орбитального маневрирования, обес печивающие тягу для вывода орбитального ко рабля на орбиту, для межорбитальных перехо дов, сближения и возврата на землю. В тех же самых гондолах, а также в переднем модуле в носовой части размещены двигатели реактив

ного управления, обеспечивающие управление во время орбитального полета и прецизионные изменения скорости

ДУ системы орбитального маневрирова4 ния (СОМ) состоит двух двигателей тягой по 27 кН, работающих на тетраоксиде азота и монометилгидразине, основных топливных баков, обеспечивающих размещение 11250 кг компонентов, и гелиевой системы наддува топливных баков. Номинальное значение ха рактеристической скорости, обеспечиваемой этим запасом топлива, — 305 м/с. При разме щении в орбитальном корабле дополнитель ных топливных емкостей может быть обеспе чена дополнительная характеристическая скорость — 457 м/с.

ДУ реактивной СУ состоит из 38 основ ных и 6 верньерных двигателей тягой, соответ ственно, по 3,9 и 0,11 кН, работающих на тех же компонентах топлива, что и ДУ СОМ. Мак симальный запас топлива реактивной СУ — около 2000 кг.

Система электропитания орбитального корабля состоит из основной энергоустановки на базе трех кислородно водородных топлив ных элементов и вспомогательного источника электропитания, состоящего из трех аккумуля торных никель кадмиевых батарей. Система электропитания обеспечивает потребности как собственно орбитального корабля, так и об служивающих систем полезного груза. В сис тему хранения криогенных компонентов вхо дят баки жидкого кислорода и жидкого водо рода. Для длительного полета (до 16…20 суток) в грузовом отсеке могут быть установлены до полнительные емкости. Система обеспечивает

нагрузку 14 кВт в	длительном режиме и
24 кВт — в пиковом.
Гидравлическая	система предназначена

для питания гидроприводов аэродинамических органов управления, стоек шасси, тормозов и т.п. Гидросистема троирована (имеет три вспомогательные силовые установки мощно стью по 103 кВт и три магистрали с независи мыми приводами).

Система обеспечения жизнедеятельности предназначена для поддержания нормально го состава и давления атмосферы в кабине экипажа, обеспечения его едой, водой и гигие ническими средствами, обеспечения темпера турного режима и сброса тепла через радиато ры и испарители.

Комплексная система навигации, наведе ния и управления предназначена для управле

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

ПЕРСПЕКТИВНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ ТРАНСПОРТНЫЕ СИСТЕМЫ	771

ния МТКС на участке выведения, в том числе при выполнении маневров возврата в аварий ных ситуациях, и орбитальным кораблем на всех стадиях его автономного полета.

Система связи и слежения предназначена для обеспечения сближения с другими косми ческими объектами, связи со спутниками, обеспечения работы систем посадки, связи с Землей и полезной нагрузкой.

Грузовой отсек корабля снабжен манипу лятором, обеспечивающим работу с полезным грузом.

Основные характеристики орбитального корабля:

Длина, м . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 37,24 Размах крыла, м . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 23,79 Высота по килю, м . . . . . . . . . . . . . . . . . . 17,3 Стартовая масса, т . . . . . . . . . . . . . . . . ~122,54 Масса конструкции, т . . . . . . . . . . . ~68,5…71,8 Количество МД . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 3 Тяга МД (одного), тс:

земная . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 1,862 пустотная . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2,218 Удельный импульс тяги МД (в пустоте), с . . 452

МТКС «Спейс Шаттл» — первая попытка создания многократно используемой РКС. При ее реализации удалось:

впервые решить проблему возвращения с орбиты крупногабаритных тяжелых объектов различного назначения;

обеспечить возможность бокового манев ра при спуске орбитального корабля для удоб ства его посадки на ограниченное количество аэродромов;

реализовать идею многократного исполь зования конструкции и систем КА и частично элементов I и II ступеней РН;

решить задачу создания более комфорт ных, чем на пилотируемых КА, предшествую щих разработок, условий жизнедеятельности экипажа.

В связи с тем, что получение перечислен ных выше свойств оказалось возможным толь ко за счет более чем трехкратного снижения эффективности системы как средства выведе ния полезных грузов по сравнению с однора зовыми РН, при ее создании предполагалось, что она будет экономически эффективной при условии проведения не менее тридцати пусков в год и низком уровне эксплуатационных рас ходов. При этом система должна была выпол нять свое основное назначение — обеспечи вать значительный грузопоток крупногабарит ных грузов с орбиты на Землю.

Ни одно из этих условий выполнено не было. Реально за более чем двадцатилетний срок эксплуатации только однажды было осу ществлено девять пусков в год. При этом по требности в сколь нибудь значительном грузо потоке с орбиты на Землю не возникало. В то же время не были реализованы надежды на снижение эксплуатационных расходов. В част ности, многоразовые маршевые двигатели ор битального корабля потребовали частого и продолжительного обслуживания и ремонта, ни один из них не был использован с расчет ным ресурсом 27 000 с работы или 55 полетов. В этих условиях при использовании в качестве средства выведения система оказалась некон курентоспособной с одноразовыми средства ми. С другой стороны, принятая структура по строения комплекса не позволяла использо вать его в качестве одноразовой РН. В связи с этим США вынуждены были начать создание нового поколения одноразовых средств выве дения (Дельта 4, Атлас 5).

Другая проблема, выявившаяся в процес се эксплуатации МТКС, связана с недостаточ ным уровнем безопасности экипажа. Это было продемонстрировано двумя катастрофами, приведшими к гибели четырнадцати человек и объясняется следующими причинами:

отсутствием средств спасения экипажа в аварийных ситуациях;

размещением орбитального корабля и экипажа в непосредственной близости от дви гательных отсеков и топливны емкостей, су щественно затрудняющим организацию средств спасения;

чувствительностью теплозащитного по крытия конструкции корабля к механическим воздействиям в процессе эксплуатации, в со четании с его размещением в хвостовой части МТКС, где вероятность такого воздействия увеличивается.

В конце 2005 г. руководство НАСА при няло решение о разработке нового орбиталь ного корабля и прекращении полетов МТКС «Спейс Шаттл» с 2010 г.

6.3.4. ПЕРСПЕКТИВНЫЕ МНОГОРАЗОВЫЕ ТРАНСПОРТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ

Для создания МТКС, экономически более эффективной по отношению к одноразовой системе, необходимо реализовать такие техни ческие решения, которые обеспечат соответст

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

772	Глава 6.3. МНОГОРАЗОВЫЕ РН

Рис. 6.3.5. Противоречивые факторы, определяющие экономическую эффективность МТКС

вующий компромисс между противоречивыми факторами, показанными на рис. 6.3.5.

Комплексные исследования показыва ют, что такой компромисс возможен путем внедрения рациональных подходов к проек тированию и созданию МТКС с оптимиза цией доли многоразовых элементов в составе системы в зависимости от технического уровня разработки (степени внедрения и

уровня совершенства новых технологий, эле ментной базы и т.д.).

Среди весьма разнообразных аспектов эксплуатации космической транспортной сис4 темы ( можно выделить три ключевых — экономика, надежность, экология, по которым ниже рассмотрены основные показатели и сформулированы общие требования примени тельно к перспективным МТКС.

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

ПЕРСПЕКТИВНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ ТРАНСПОРТНЫЕ СИСТЕМЫ	773

Экономика. Основным показателем эко номичности эксплуатации КТС является удельная стоимость выведения на орбиту еди ницы массы полезного груза Суд. Исследова ния показывают, что при использовании МКТС возможно снижение Суд по отношению

куровню традиционных одноразовых РН:

–в 1,5…2 раза при использовании час тично многоразовых МКТС с оптимальной долей многоразовых элементов, созданных на базе лучших технологий одноразовых РН, сис тем типа «Спейс Шаттл», «Энергия»–«Буран» и технологий ближней перспективы;

–в 3…5 раз при использовании полно стью многоразовых МКТС, созданных на ос нове перспективных технологий высокого уровня.

Надежность. Основными показателями надежности КТС являются вероятность вы полнения задачи полета и вероятность спасе ния многоразовой матчасти в аварийных си туациях (сохранность). Высокая надежность является основой обеспечения безопасности экипажа пилотируемых комплексов.

Уровень надежности проявляется в эко номике выполнения программы полетов КТС через величину материального ущерба, нане сенного аварийными пусками. Расчеты пока зывают, что при недостаточно высокой надеж ности МТКС доля ущерба от возможных ава рий может составить до 40…50 % полной стои мости жизненного цикла системы.

Стоимость жизненного цикла КТС включает затраты на создание, складываю щиеся из стоимости разработки, изготовле ния многоразовой матчасти и стоимости на земного комплекса, и затраты на эксплуата цию, складывающиеся из всех составляющих стоимости планируемых транспортных опера ций, включая изготовление одноразовой мат части.

Величина ущерба включает затраты на расследование причин аварии и проведение соответствующих мероприятий по повышению надежности, а также затраты на повторный за пуск потерянных полезных грузов и возмеще

ние потерянных многоразовы	одноразовых
элементов.

Таким образом требование высокой на дежности перспективной имеет важ нейшее значение не только с точки зрения вы полнения планируемых операций, но и с точ ки зрения экономики всей космической про граммы.

Оценки показали, что в отношении пер спективной МТКС необходимо предъявить требование повышения ее надежности и без опасности не менее чем в 5 раз по сравнению с уровнем традиционных одноразовых КТС.

Экология. Проблема воздействия КТС на окружающую среду, прежде всего, касается пусков РН, которые приводят к отчуждению и загрязнению районов падения отделяющихся частей РН, в том числе из за пролива остатков токсичных компонентов ракетных топлив, за сорению околоземного космического про странства фрагментами конструкций и др.

В частности, для России и Казахстана с внутриконтинентальным расположением кос модромов особо остро стоит вопрос о сокраще нии площади земель, используемых под рай оны падения, и уменьшении их загрязнения.

Основная опасность засорения космоса связана с пребыванием объектов на орбитах, отделением от них штатных эле ментов в функционирования, не преднамеренными взрывами.

Основные экологические требования к перспективной МТКС состоят в следующем:

–исключение падения отработавших элементов конструкции на трассах пусков (ли квидация районов падения);

–применение нетоксичных компонен тов топлива;

–выведение КА на орбиты без сопут ствующих фрагментов отработавших конст рукций.

Применение МТКС в перспективных космических программах предполагается для решения двух основных задач:

–выведения, в том числе группового, на опорные и рабочие орбиты КА различного на значения;

–выполнения операций транспортно тех нического обслуживания (ТТО).

При операциях ТТО осуществляются:

–доставка на орбиту к пилотируемым и автоматическим КА запасных частей, топлива, сырьевых и расходных материалов, технологи ческого оборудования;

–замена на орбите отдельных блоков и модулей КА, в том числе для профилактиче ских целей, а также в интересах дооснащения

ирасширения возможностей КА;

–возвращение различных грузов с орби ты на Землю, в том числе КА в целом;

–осуществление настройки и регулиров ки бортовой аппаратуры КА;

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

774	Глава 6.3. МНОГОРАЗОВЫЕ РН

–доставка персонала на борт КА и его возвращение на Землю;

–проведение натурных космических экспериментов и исследований;

сборка на орбите крупногабаритных конструкций и комплексов различного назна чения.

Из характера операций ТТО вытекает не обходимость наличия в составе МТКС орби4 тального транспортного корабля (ОТК), осна щенного бортовым комплексом обслуживания полезных грузов (БКО ПГ) в составе (полном или частичном) систем:

–стыковки;

–крепления ПГ;

–развертывания и возвращения ПГ, включающей дистанционный манипулятор, для схода и причаливания ПГ и др.; обеспечения внекорабельной деятель экипажа, включающей шлюзовую каме ру, скафандры, средства перемещения космо4

навтов (СПК) и др.

По принципам построения МТКС разли чаются:

–типом старта — вертикальный (ВС), горизонтальный (ГС);

–числом ступеней — двухступенчатые, одноступенчатые;

–многоразовостью — частично многора зовые, полностью многоразовые;

–типом посадки — горизонтальная (ГП), вертикальная

– типом х двигательных устано вок — ЖРД, жидковоздушные ракетные двига4 тели (ЖВРД), гиперзвуковые прямоточные воз4 душно4реактивные двигатели (ГПВРД) и др. (их комбинации).

С учетом предъявленного к МТКС эколо гического требования ликвидации районов па дения по трассам пусков существуют следую щие варианты построения ступеней МТКС.

Для I ступени предполагается возмож ность использования:

I1 — ракетного самолета4ускорителя (РСУ) для систем вертикального старта;

I2 — дозвукового самолета4носителя (ДСН) для систем горизонтального старта;

I3 — сверх4 или гиперзвукового самолета4 разгонщика (ССР, ГСР) для систем горизон тального старта.

Самолетная схема ускорителя I ступени МТКС рассматривается по той причине, что в этой схеме ускоритель, после отделения на ак тивном участке, может осуществить возврат в

район старта при любых азимутах пуска, ис ключая тем самым не только необходимость районов падения по всем трассам, но и ка ких либо вспомогательных посадочных пло щадок, которые потребовались бы, например, для ускорителей с парашютно реактивной или ракетодинамической системами спасения.

II (орбитальная) ступень или одноступен чатый носитель могут быть построены в вари антах:

II1 — одноразового ракетного блока выве4 дения (БВ), который может нести контейнер (обтекатель) полезного груза или ОТК;

II2 — частично многоразового БВ со спа саемым приборно агрегатным отсеком, кото рый может нести контейнер (обтекатель) по лезного груза или ОТК;

II3 — частично многоразовой ступени, состоящей из одноразового подвесного топлив4 ного отсека (ПТО) и многоразового орбитально4 го корабля (МОК), включающего маршевые ДУ и выполняющего роль ОТК;

II4 — полностью многоразового ракетно го разгонно4орбитального корабля с горизон4 тальной посадкой (РОК4ГП), выполняющего на орбите функции ОТК;

II5 — полностью многоразового ракетно го разгонно4орбитального корабля с вертикаль4 ной посадкой (РОК ВП), выполняющего на ор бите функции ОТК;

II6 — полностью многоразового воздуш4 но4космического самолета (ВКС), оснащенного комбинированной двигательной установкой, использующей кислород атмосферы в качестве окислителя. На орбите ВКС может выполнять функции ОТК.

Основной задачей обоснования перспек тивной МТКС является выбор рациональной конструктивно компоновочной схемы и опти мальных проектных параметров системы с учетом необходимого технологического уров ня. Решение этой задачи является предметом системного проектирования, которое пред ставляет собой сложный процесс с множест вом последовательных приближений.

В России ряд этапов системного проек тирования МТКС выполнен в рамках про граммы ОРЕЛ, проводимой с 1993 г. по заказу Российского космического агентства предпри ятиями ракетно космической и авиационной промышленности.

Базовые концепции МТКС вертикального и горизонтального старта, рассмотренные по программе ОРЕЛ, представлены на рис. 6.3.6:

Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая

ПЕРСПЕКТИВНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ ТРАНСПОРТНЫЕ СИСТЕМЫ	775

Рис. 6.3.6. Базовые и рекомендованные концепции МТКС