Двигатели для многоразовых систем
Для многоразовых систем перспективного плана, создаваемых на моноблочных первой и второй ступенях, приобретают значение двигатели, работающие на трёх компонентах.
НПО Энергомаш ведёт разработку двух двигателей РД-701 и РД-704, работающих на трёх компонентах. Трёхкомпонентный ракетный двигатель РД-701 работает на двух режимах: режиме максимальной тяги 200 т в пустоте с использованием трёх компонентов - кислорода, водорода и углеводородного горючего, что соответствует работе ракеты в режиме первой ступени и режиме максимальной экономичности при пониженной тяге до 40% от максимального значения с использованием двух компонентов - кислорода, водорода при работе на второй ступени.
| Камера имеет трёхкомпонентные смесительные элементы, одну общую камеру сгорания на обоих режимах работы. Она обеспечивает, с учётом возможных термо- и газодинамических потерь, достижение максимального удельного импульса и наиболее благоприятные условия работы основных конструктивных элементов. При этом достигаются значения теоретического удельного импульса, превышающие аналогичные значения удельного импульса при раздельном сгорании пар компонентов. Для обеспечения наибольшей эффективности такой камеры при работе на уровне Земли и далее на большой высоте камера выполняется с подвижным сопловым насадком с завесным охлаждением. Удельный импульс составляет на первом режиме 416 с, на втором 462 с. Охлаждение осуществляется с предельно минимально массовой долей водорода - 5% на первом режиме. |  Трёхкомпонентный ракетный двигатель РД-701 |
Как показал опыт, восстановительный газ на основе водорода приводит к водородному "охрупчиванию" с появлением трещин в наиболее напряжённых элементах конструкции. В связи с этим в качестве рабочего тела турбин турбонасосных агрегатов принят окислительный газ.
Турбонасосные агрегаты раздельные по каждому компоненту.
Предусмотрена окислительная схема с дожиганием при приемлемом уровне температуры рабочего тела турбины, которая позволяет обеспечить наиболее высокое давление в камере сгорания до 350 атмосфер на первом режиме. Эта схема, кроме того, позволяет в максимальной степени использовать многолетний опыт в разработке отечественных двигателей, выполненных по окислительной схеме.
В газогенераторы подаётся весь жидкий кислород и часть углеводородного топлива, потребная для выработки окислительного высокотемпературного газа, поступающего на привод турбин турбонасоса. Оставшаяся часть топлива и весь жидкий водород поступают непосредственно в камеры сгорания. На втором режиме углеводородное топливо используется только для газификации кислорода в газогенераторах.
Система подачи компонентов включает в себя три бустерных и турбонасосных агрегата каждого компонента и два однозонных газогенератора.
В конструктивном исполнении газогенераторы несколько отличаются друг от друга, что связано с необходимостью отбора части генераторного газа на привод турбины углеводородного горючего. Бустерные насосы шнековые. Система зажигания в газогенераторах и камерах - химическая, с использованием пускового горючего, заключённого в ампулы. Пневмосистема обеспечивает управление агрегатами автоматики двигателя и включает в себя баллоны с газообразным гелием.
В состав двигателя входят теплообменники для подогрева гелия и водорода, используемых в системе наддува баков. Запуск двигaтeля осуществляется на режиме малой тяги (второй режим). При переходе на второй режим керосин отключается и соответственно уменьшается подача в камеру кислорода. В камере устанавливается давление 140 атмосфер.
Использование в одном двигателе комбинации двух горючих - углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, расширяют возможности ракет-носителей. При этом редкие теплофизические характеристики водорода дают возможность использовать его эффективно в качестве охладителя и рабочего тела для привода насосов.
Двигатель РД-704 - модификация РД-701. Двигатель РД-704, в отличие от РД-701, однокамерный, а в остальном используются все агрегаты, предназначенные для базового двигателя, кроме турбонасосного агрегата.
Работы по созданию трёхкомпонентного двигателя ведутся и в Воронеже - в КБХА. В основе разработок - опыт создания двигателей своего направления. Отличие состоит в составе рабочего тела турбин. КБ "Энергомаш" приняло схему подачи рабочего тела с избытком окислителя, КБХА - с избытком горючего.
Главной особенностью варианта, разрабатываемого в Воронеже, является использование водородного двигателя РД-0120 с минимальными переделками. Наиболее крупная доработка связана с заменой существующего газогенератора на трёхкомпонентный и введение системы подачи керосина в газогенератор. Для двигателей разработки "Энергомаш", создающего трёхкомпонентную систему на базе кислородно-керосиновых двигателей, необходимо введение системы подачи водорода, переделка камеры сгорания под три компонента и для охлаждения её водородом.
Принципиально двигатель РД-0120 позволяет осуществить в течение небольшого срока модификацию в двигатель-демонстратор для проведения первых испытаний с целью подтверждения возможности создания трёхкомпонентного двигателя путём замены газогенератора с подачей в него керосина высокого давления от наземного огневого стенда. На последующем этапе этот двигатель-демонстратор модифицируется, заменив стендовую систему питания керосином с использованием ранее разработанных других двигателей с незначительной переделкой. Это позволит конструкторскому бюро решить большую часть задач и проблем с минимальными затратами и перейти к разработке оптимального варианта трёхкомпонентного двигателя на базе РД-0120 с модификацией газогенератора и турбонасосного агрегата.
Можно отметить, что для многоразовых двигателей с большим ресурсом схема двигателя с окислительным газогенератором более критична из-за сравнительно высокого риска возгорания в "горячем" тракте. Предварительные проектно-расчётные исследования показали высокие энергетические возможности двигателя с газогенератором, работающим с избытком горючего. Известно, что энергетические возможности генераторного газа с избытком горючего выше примерно в 1,3 раза, чем у трёхкомпонентного двигателя с газогенератором, работающим с избытком окислителя.
Для обеспечения многократности порядка 25 и большого ресурса до 10 тыс. с, температура генераторного газа не должна превышать 800 К. При такой температуре генераторного газа давление в камере для двигателя с окислительным генератором реализуется на 50 атмосфер меньше, чем в двигателе с восстановительным генератором.
КБХА проводит работы по созданию и отработке трёхкомпонентного восстановительного газогенератора и готовит испытание двигателя-демонстратора для подтверждения концепции КБ в создании трёхкомпонентного двигателя. Удельные характеристики этого двигателя не ниже характеристик двухкомпонентных.
В 1983 г., когда была начата эксплуатация "Спейс Шаттла", уже были предложены конструктивные улучшения и модификации этой многоразовой транспортной системы, связанные с возрастающим количеством запусков космических объектов. Отмечалось, что использование комбинации двух горючих - углеводородного, обладающего высокой плотностью, и водорода, обеспечивающего высокие значения удельного импульса, расширяют возможности ракет-носителей. Были проведены изыскания американских учёных Д.Мартина, В.Келуори, Р.Конрада, А.Вилхайта, которые показали, что сухая масса и габариты ракеты-носителя с комбинированной двигательной установкой, в которой могут использоваться два горючих, меньше, чем ракеты, выполненные по классической схеме. Утверждалось, что уменьшение массы одноступенчатых ракет-носителей достигает 15%, двухступенчатых 11%. Снижение сухой массы приносит немало преимуществ, поэтому вариант универсализации двигателей по отношению к горючему становится заманчивым.
При рассмотрении схемы трёхкомпонентных двигателей отмечалось, что редкие теплофизические характеристики водорода дают возможность использовать его эффективно в качестве охладителя и рабочего тела для привода насосов. Было предложено несколько схем трёхкомпонентных двигателей. Одна из них, с водородным газогенератором, разрабатывалась на базе использования с минимальными изменениями традиционных двухкомпонентных двигателей, имела преимущества, связанные с применением уже разработанных трактов горячих газов с избытком кислорода. Двигатель этой схемы с общим газогенератором и турбонасосным агрегатом работает только на одном режиме и используется совместно с ССМЕ.
Другая схема предусматривала использование двух камер, работающих на режиме первой ступени совместно - одна на керосине, другая на водороде, на режиме второй ступени ракеты углеводородная камера отключается. При работе водородной камеры во втором режиме возрастает геометрическая степень расширения без изменения конструкции.
Рассматривалась схема трёхкомпонентного двигателя с двумя соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения. Центральное сопло - углеводородное, кольцевое периферийное - водородное. Один газогенератор в этой схеме работает с избытком кислорода. Вырабатываемое им рабочее тело подаётся на турбину, вращающую насосы кислорода. Второй газогенератор с избытком водорода вращает турбину водородного и углеводородного горючего. Схема трёхкомпонентного двигателя с двойным критическим сечением отличалась от схемы с соосными камерами сгорания главным образом тем, что продукты сгорания водородной и углеводородной камер смешиваются в дозвуковой зоне. Однако это условие ограничивало давление в углеводородной камере.
Ещё один вариант трёхкомпонентного двигателя предусматривал параллельное расположение камер сгорания. Схема отличалась от предыдущих лишь тем, что водородная камера сгорания с соплом размещена отдельно, а не вокруг углеводородной камеры.
Был проведен анализ эффективности рассмотренных схем трёхкомпонентных двигателей применительно к одноступенчатым ракетам-носителям. Рассчитывались оптимальные траектории и размеры ракеты-носителя, обеспечивающие вывод на орбиту одинаковой для каждой схемы полезной нагрузки по массе. Основная задача оптимизации ракеты-носителя заключалась в поиске наиболее выгодного распределения тяги между водородной и углеводородной камерами сгорания или, в других схемах, между двигателями водородными и углеводородными. Оптимум достигается, если трёхкомпонентными двигателями создаётся примерно 80% тяги, а доля углеводородного горючего составляет приблизительно 67%. Снижение сухой массы ракеты составляло около 22%, если сравнивать чисто водородную одноступенчатую ракету с ракетой, снабжённой трёхкомпонентными двигателями. Наименьшая масса получалась при доле тяги углеводородной камеры, равной или превышающей 75%. Использование схемы с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения позволяет уменьшать сухую массу ракеты-носителя на 19%. Варианты с параллельным расположением камер сгорания аналогичны двигателю с соосными камерами сгорания и соплом двойного расширения, разница в массе определяется в этом случае лишь двухпозиционным раздвижным соплом водородной камеры, что даёт выигрыш в сухой массе ракеты до 4%.
Из анализа следует, что необходимо учитывать донную площадь ракеты, образуемой комбинациями трёхкомпонентных двигателей различных систем, которая влияет на величину массы несущих элементов и аэродинамическое сопротивление.
Результаты расчётов, проведенные Д.Мартином, показывают, что двухступенчатые ракеты с трёхкомпонентным двигателем имеют меньшую массу, чем одноступенчатые. Применение трёхкомпонентных двигателей с соплом двойного расширения на обеих ступенях уменьшает сухую массу ракеты-носителя на 9% по сравнению с аналогичными вариантами одноступенчатой схемы. Использование трёхкомпонентных двигателей на ускорителях не приводит к существенному выигрышу сухой массы. Однако двухступенчатая схема требует разработки технических средств для обеспечения питания двигателей одной ступени от баков другой.
Далее сделаны выводы, что трёхкомпонентные двигатели позволяют снизить сухую массу ракеты-носителя. Наиболее высокая экономия возможна при применении схемы сопла двойного расширения.
Вариант "Энергия-2" или ГК-175
Любая ракетно-космическая транспортная система многоразового применения в своей структуре, в отличие от одноразовой ракеты, несет обязательные средства обеспечения возврата с орбиты или траектории выведения на орбиту. Эти средства составляют ощутимую часть стартовой массы носителя и по существу являются чистой энергетической потерей. Например, "Энергия" в исполнении как одноразовая ракета-носитель - без орбитального корабля и без части средств обеспечения посадки на Землю блоков первой ступени - может выносить на опорную орбиту более 100 т полезного груза. При тех же условиях, но с орбитальным кораблем, на орбите может быть выгружено только 30 т, т. е. на 70 % меньше. Эти расчеты, естественно, примитивны, но они показывают, какую часть своей энергетики тратит ракета-носитель даже в не полностью многоразовом исполнении. Однако следует и уточнить, что к потерям в данном случае отнесены и средства обеспечения пилотируемого полета корабля, в том числе системы безопасности и сам экипаж. Значительные энергетические потери такой интегрированной системы по целевому назначению, когда объединены функции грузового и пилотируемого транспорта, влекут за собой достаточно высокую ее стоимость. Оставив целью все же создание многоразовой системы, мы сталкиваемся с проблемой оптимального разделения функций ракеты-носителя на грузовые и пилотируемые.
Мнение со страниц нашей печати. "В США этот корабль создавался не под программу, а как самоцель, и сейчас используется в основном лишь для вывода на орбиту космических аппаратов. Но такую задачу целесообразно решать с помощью беспилотных транспортных средств. В противном случае относительная стоимость доставки грузов в космос возрастает за счет необходимости одновременного запуска экипажа и системы его жизнеобеспечения. Это обстоятельство, большой объем регламентных работ, а главное - систематическая недогрузка "Шаттлов", стали причиной резкого удорожания космических операций. Стоимости вывода на орбиту одного килограмм полезных нагрузок достигла 6-8 тыс. долл.
Корабли серии "Спейс Шаттл" не могут возвращать на Землю и искусственные спутники, находящиеся на высоких орбитах. Для этого требуется создать другое, межорбитальное транспортное средство. Да и зачем ремонтировать их: на Земле, когда это можно сделать в космосе. "Шаттлу" нечего возвращать с орбиты.
Дооснащение больших объектов можно делать на рабочих орбитах или в специальных модулях. Нечего оттуда возить втридорога. Гораздо практичнее направить средства на совершенствование самой космической аппаратуры. Пока наши спутники связи работают в 2-3 раза меньше, чем американские. Если бы довести срок их службы до пяти-десяти лет, связь у нас была бы неузнаваемой...
Наиболее эффективным, с экономической точки зрения, режимом полета многоразового корабля считается такой, когда корабль отправляется на орбиту полностью загруженным и загруженным же возвращается на Землю. Любая недогрузка приводит к повышению удельной стоимости космических операций. Следовательно, конструктивные особенности корабля должны определяться сущностью соответствующей космической программы. Если она такова, что на орбиту и обратно нужно доставлять малые массы полезных нагрузок, то нынешний "Шаттл" оказывается избыточным, если большие, то он уже может быть достаточным."
Что же - справедливо.
Тенденция выделения пилотируемых воздушно-космических транспортов в самостоятельное направление существует. Пилотируемые операции должны быть связаны только с доставкой на орбиту экипажа, с целью обеспечения специфичных работ в космосе - сборки, профилактики, инспектирования космических орбитальных аппаратов, управления развертыванием космических аппаратов на орбите, подготовки их к возврату на Землю, проведения научных и исследовательских работ, спасения космонавтов. То есть примерно так, как это осуществляется сейчас в композиции двух ракет-носителей "Союз" и "Протон". Пилотируемая система должна обладать, наряду с высокой степенью надежности, главным качеством - абсолютной безопасностью и возможностью возврата экипажа из любой точки траектории при возникновении аварийной ситуации в полете. Назрела необходимость разработки стратегии пилотируемых операций, которая должна определить место и целесообразность полетов больших групп пилотов на одном корабле и с грузом. Может быть, рациональнее и эффективнее применять надежные пилотируемые летательные аппараты типа "такси".
Разделение космической транспортной техники на пилотируемые и грузовые целесообразно и для высвобождения части энергетики носителя. Управление полетом и посадкой грузовых транспортных систем в этом случае будет осуществляться в автоматическом режиме.
В авиации, с момента ее рождения, управление летательными аппаратами отдавалось человеку. Постепенно наращивали автоматику, но главным действующим лицом был экипаж. Трудно представить себя летящим в самолете без экипажа. Можно с автопилотом, но все же с экипажем. Трудно представить себя даже едущим в поезде метро, управляемым автоматом, хотя автоматизировать управление рельсовым поездом - не проблемная задача. Есть же скоростные поезда с автоматическим управлением. Существует какой-то труднопреодолимый барьер в психологии пассажира - неверие к автомату, хотя пользоваться лифтом без сопровождающих научились уверенно. Ракеты появились и живут на автоматах. Но постепенно, настойчиво, ревниво в управление проникает человек...
Грузовая ракетно-космическая система, как и пилотируемая, предполагает высокую надежность, оптимальное резервирование, минимальный риск в выполнении целевой задачи. Система должна включать в себя все достоинства и преимущества в эксплуатации и обслуживании обычных реактивных транспортных самолетов и плюс к этому, осуществлять всепогодный старт и посадку в автоматическом режиме.
Это - первая принципиальная позиция в формулировке основных положений дальнейшей разработки многоразовых систем, которая сводится к необходимости разделения пилотируемых и грузовых транспортных средств.
Вторая позиция связана с определением степени многоразовости. Речь идет о том, возвращать часть конструкции или полностью транспортную систему, естественно, по ступеням. Одноразовые системы требуют, соответственно своему определению, организации районов падения использованных в полете ступеней, обтекателей космических аппаратов. Вторые ступени отечественных ракет падают или в прибрежные зоны, или в акваторию океана. Кроме того, что засоряется океан, теряется дорогостоящая современная конструкция с уникальными материалами, электронными системами, двигательными установками. Ступени, элементы ракет и космических аппаратов, отработавшие космические аппараты остаются на орбите, количество их растет. Новые отношения к экологии Земли и космического пространства однозначно подкрепляют необходимость создания возвращаемых ракетно-транспортных систем. Решение проблемы экологии в полной мере возможно только аппаратами, обеспечивающими возврат всех их элементов. В этом плане многоразовая система должна быть полностью многоразовой. Такого рода системы дают возможность обеспечить и всеазимутальность выведения полезных грузов. Ракета-носитель с этими свойствами приобретает качество аэрофлотовского транспорта. Значит, второй принцип многоразовости - полная многоразовость.
Но многоразовость - это и энергетические потери. В этой связи возникает проблема - идти путем создания полностью многоразовой одноступенчатой или частично компенсировать потери многоступенчатой структурой носителя. Преимущество двухступенчатой транспортной системы, по сравнению с одноступенчатой, можно проследить по ряду зависимостей, из которых следует, что стартовая масса одноступенчатой конструкции, при сегодняшнем уровне технологии, будет более чем в два раза больше массы двухступенчатой. Можно снизить стартовую массу одноступенчатого носителя до массы двухступенчатого при условии, что конструктивное совершенство одноступенчатой системы повысится в два раза по сравнению с достигнутым на сегодня уровнем. Это значит, что потребуются новые конструктивные материалы, новые технологии, уникальные двигатели, которые, так же как и материалы, должны будут иметь характеристики в полтора-два раза лучшие, чем сейчас. Но если даже и будут достигнуты такие уровни технических качеств компонентов системы, все же неизменно энергетически выгодней остается многоступенчатая структура, хотя одноступенчатая система амбициозна. Таким образом, третье исходное положение - многоступенчатая структура.
Ну, и одно из главных положений разработки - это оптимальные экономические характеристики системы. 
Нами предложена вертикально стартующая двухступенчатая, с жидкостными двигателями, полностью многоразовая космическая система с горизонтальной посадкой крылатых ступеней. Почему вертикально стартующая ракетная многоразовая система, а не горизонтально стартующая воздушно-космическая с воздушно-реактивным двигателем?
Во-первых, жидкостной двигатель надежен, проверен и универсален и его характеристики не зависят от скорости полета. С другой стороны, существующие серийные воздушно-реактивные двигатели работают до М=3,5 (опытные образцы турбореактивных - до М=6), а создание гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей, работающих до М=6-20, остается трудноразрешимой проблемой.
Во-вторых, для эффективного использования воздушно-реактивного двигателя горизонтально стартующая система при разгоне требует длительного полета в плотных слоях атмосферы, что приводит к большему, чем при спуске с орбиты, нагреву самолета и, следовательно, необходимости принятия специальных мер по активному охлаждению планера.
В-третьих, длительный полет воздушно-космической системы при разгоне на высотах 15-35 км (более 10 мин.)губителен для озонного слоя Земли, тогда как вертикально стартующие средства этот слой "пронзают" за 30-40 с.
Почему двухступенчатая система, а не одноступенчатая? По относительной массе полезного груза (отношение массы полезного груза к стартовой массе) при пусках в восточном направлении двух- и одноступенчатые системы могут сравняться, если существующие конструкции ракетных ступеней в сумме станут легче не менее, чем на 30%. Это объясняется тем, что "эффект Циолковского" по отбросу масс в полете для двухступенчатых ракет снижается при облегчении конструкций. С другой стороны, масштабный фактор облегчения конструкции работает в пользу одноступенчатых ракет (это можно объяснить на примере: пустая канистра емкостью в 20 л легче двух канистр по 10 л). В пользу одноступенчатых систем действует и аэродинамическое сопротивление. Кроме того, одноступенчатые ракеты для увеличения энергетики должны быть укомплектованы трехкомпонентными двигателями. Однако даже при равных относительных массах одноступенчатые системы более чувствительны к изменению направлений пусков - юг, север, запад. Тем более что достижение 30% суммарного облегчения конструкции является в настоящее время проблематичной задачей.
Огромный научный, промышленно-технический и экспериментальный потенциал системы "Энергия"-"Буран" создал объективные предпосылки для дальнейшего развития разработки в нашей стране перспективной многоразовой воздушно-космической системы. Первое приближение к варианту полностью многоразовой ракетно-космической транспортной системы на основе "Энергии"-"Бурана" определяется исходя из следующих соображений.
Первая ступень "Энергии" в составе четырех блоков имела в проекте парашютную систему спасения. Блок А, отработав программное время на траектории, в составе параблока отделяется от блока Ц. Через некоторое время параблоки делятся на самостоятельные блоки А и отходят друг от друга. При входе в атмосферу срабатывает сначала тормозной, а затем предварительный каскад и основные парашюты. С помощью систем обеспечения мягкой посадки блок приземляется на амортизирующие стойки. Блок приводится в состояние для транспортировки и перемещается с помощью передвижных средств из зоны посадки в зону профилактики и восстановления. Структура комплекса обеспечения возвращения блока А многодельная, поэтому эта система не была окончательной как средство многоразовости. Вот почему привлекал вариант планирующего спуска на крыльях и посадки на посадочную полосу "Бурана". В то же время рассматривался вариант блока А, выполненного с диаметром, равным диаметру блока Ц. Блок А в этом виде удачно заменял все четыре блока.
Создание спасаемого блока А, равного по размерам блоку Ц, является не столь сложной задачей, если решается проблема возврата с орбиты в планирующем полете блока второй ступени, так как возврат первой ступени существенна проще при выполнении блока по аналогичной крылатой схеме за счет того, что температурные режимы полета существенно ниже. Крылатый блок А в размерах блока Ц мог выполняться без тепловой защиты того вида, который предусматривался для второй ступени. План заманчивый, но его выполнение зависело от состояния работ по спасению блока Ц. Было принято направление сосредоточения исследований в области создания крупногабаритной крылатой второй ступени, разрабатываемой на базе центрального блока ракеты-носителя "Энергия" и орбитального корабля "Буран", как промежуточный этап повышения многоразовости.
С учетом изложенного состав системы предполагался состоящим из вновь разрабатываемого многоразового воздушно-космического комплекса и наземных средств подготовки и проведения пуска, а также управления полетом, заимствованных от системы "Энергия" - "Буран".
Носитель этого проекта представляет собой двухступенчатую ракету, непилотируемую - грузового варианта с четырьмя блоками А в качестве первой ступени и крылатой второй ступенью в качестве первого этапа разработки.
Вариант многоразовой ракетной системы ГК-175 в составе крылатого блока Ц и "обычных" блоков А (от РН "Энергия") в стартовой конфигурации
На блоке А используются двигатели с тягой до 850 т в пустоте, работающие на штатных компонентах топлива - жидкий кислород, углеводородное горючее, на второй ступени - двигатели тягой 230 т в пустоте, работающие на топливе, компонентами которого являются жидкий кислород и жидкий водород. Двигатели заимствованы с ракеты-носителя "Энергия", они подвержены доработкам в части обеспечения многоразовости их использования и некоторому форсированию. При этом предполагалось, что модернизация этих двигателей должна была создать резерв в повышении массы полезного груза. Начинать же этап предполагалось с имеющимися двигателями без изменения.
Баллистической схемой выведения предусматривается запуск всех двигателей с Земли, полет за пределы атмосферы, отделение и спуск отработавших блоков первой ступени после снижения скоростного напора до значения менее 130 кг на квадратный м, выведение маршевыми двигателями второй ступени на эллиптическую орбиту с параметрами 110/200 км, пассивный полет в течение 40 мин и довыведение на круговую орбиту. Использование баллистической схемы полета ракеты с довыведением на конечном участке для двухступенчатых систем дает возможность достичь оптимальных характеристик ракеты-носителя и увеличить массу полезного груза на 8%. Сход с орбиты обеспечивается с помощью тормозного импульса величиной 70 м/с, создаваемого вспомогательной двигательной установкой ступени. На атмосферном участке управляемый спуск и необходимый маневр осуществляются аэродинамическими средствами, аналогичными установленным на орбитальном корабле "Буран". Далее на орбите происходит выгрузка космического аппарата из второй ступени в космосе и проведение посадки через один виток пребывания на орбите. В случае нештатного полета обеспечивается задержка дополнительно на два витка с последующей посадкой ступени на запасные аэродромы.
Исследования основных проектных параметров, применительно к изложенной баллистической схеме, показали, что при увеличении конечной массы второй ступени за счет установки аэродинамических элементов посадки, при сохранении в качестве первой ступени четырех блоков А "Энергии", оптимизация соотношения масс ступеней достигается при уменьшении заправляемого во второй ступени топлива на 220 т по сравнению с запасом топлива блока Ц "Энергия". Одновременно с этим требуется снижение суммарной тяги двигателей второй ступени; в связи с чем для крылатой ступени оставляется три двигателя вместо четырех. На второй ступени устанавливается вспомогательная двигательная установка для довыведения ее на опорную орбиту на участке выведения, последующего спуска с орбиты, управления и стабилизации на пассивных участках полета. Высвобожденный при уменьшении запаса топлива объем в 610 м3 используется для отсека полезного груза. У "Бурана" - 350 м3. Полностью собранная ступень с грузовым отсеком по габаритам эквивалентна блоку Ц "Энергии". Для использования производственно-технологической оснастки, экспериментальной базы и наземного комплекса, созданных для системы "Энергия"-"Буран", при разработке крылатой ступени ее диаметр сохраняется равным диаметру блока Ц. Для осуществления самолетной посадки ступени устанавливаются авиационные средства "Бурана": крыло, вертикальное оперение, балансировочный щиток, посадочное устройство, шасси, гидрокомплекс и аппаратура управления авиационными средствами посадки.
Многоразовый блок второй ступени РН "Энергия" - ГК-175
крылатый блок Ц
Проведенные теоретические и экспериментальные (на моделях в аэродинамических трубах ЦАГИ) исследования аэродинамических характеристик ступени показали, что при длине порядка 60 м и принятом диаметре ступеней перемещение центра давления при полете на гиперзвуковых и трансзвуковых скоростях столь значительно, что необходимо введение дополнительных устройств (например, установка горизонтального и вертикального оперений в носовой части ступени, выдвигаемых на трансзвуковом режиме полета), обеспечивающих балансировку ступени. В результате исследований различных по относительной длине и аэродинамической компоновке вариантов ступени найдены решения, при которых удовлетворительные балансировочные характеристики достигаются без дополнительных устройств на всех режимах полета.
Приборный отсек с бортовыми системами размещается в передней части ступени, а бак окислителя над баком горючего - для обеспечения передней центровки, положение крыла на ступени также выбрано с учетом обеспечения необходимых центровочных и балансировочных характеристик.
Полученная аэродинамическая компоновка ступени характеризуется следующими параметрами: площадь крыла 296 м2, размах крыла 26 м,стреловидность крыла по передней кромке 45 град., удельная нагрузка на несущую поверхность 355 кг/м2 (у "Бурана" -до 372). Аэродинамическое качество на гиперзвуковых скоростях 1,6 при углах атаки 18 град. и 1-1,22 при углах атаки 40 град., на дозвуковых скоростях 2,5-5,0. Скорость ступени при посадке 340 км/ч, дальность бокового маневра 1250 км. Максимальные температуры при посадке, в градусах Цельсия: на носке корпуса и кромке крыльев 1500, на наветренной поверхности корпуса 1170, на подветренной поверхности корпуса 180-300. Масса ступени в момент посадки 100 т.
Силовая схема построена на соосном расположении полезного груза, консольно прикрепленного к корпусу второй ступени, в ее верхней части, с помощью переходного отсека. Такое расположение отсека полезного груза приводит к исчезновению крутящего момента и уменьшению концентрации напряжений в оболочке бака окислителя от узлов крепления блоков А и изгибающего момента.
Силовая схема крепления блоков А к корпусу второй ступени принципиально подобна силовой схеме крепления блоков А на "Энергии": верхний пояс связи блоков передает на вторую ступень осевую и поперечные нагрузки, нижний пояс связи блоков А передает крутящий момент со стороны параблочных связей блоков А, а также поперечные нагрузки.
Для уменьшения миделевого сечения второй ступени центроплан крыла размещается в пределах сечения фюзеляжа, в нижней его части.
Особенностью конструктивно-силовой схемы крепления крыла к корпусу второй ступени является наличие, как основного силового элемента, мощных бортовых нервюр замкнутого поперечного сечения. С их помощью осуществляется контурное закрепление консолей крыла к корпусу ступени. Бортовые нервюры крепятся к корпусу емкости горючего с помощью системы узлов с температурной развязкой "горячего" крыла и "холодного" корпуса, а к хвостовому отсеку - жестко, передавая на него нагрузки с консолей крыла. В совокупности происходит передача нагрузок от силы лобового сопротивления, поперечной силы и изгибающего момента.
Узлы для температурной развязки конструктивно представляют собой шарнирно подвешенные кронштейны, которые при температурных расширениях бака поворачиваются и за счет этого компенсируют линейные деформации в продольном и радиальном направлениях.
Ключевым решением было изменение длины блока Ц в полете, чтобы выполнить аэродинамические требования по габаритам ступени на участке спуска. С этой целью после выведения на орбиту и выгрузки полезного груза обтекатель полезного груза надвигается на бак окислителя, вследствие чего длина ступени уменьшается с 60 м до 44.
Решение о надвигаемом обтекателе вносит ряд преимуществ, в том числе улучшение центровочных характеристик ступени, исключается необходимость сброса головного обтекателя в полете, создается возможность разделить на баке окислителя теплоизоляцию и теплозащитное покрытие.
Силовая схема отсека полезного груза выбрана в виде подкрепленной оболочки замкнутого поперечного сечения. Для выгрузки полезного груза переднее днище отсека открывается поворотом на 90° относительно поперечной оси, отсек надвигается на корпус бака окислителя, и полезный груз выталкивается.
Для защиты наветренной поверхности рассмотрены две схемы теплозащитного покрытия: первая с неуносимым многоразовым покрытием и вторая с активной системой охлаждения.
По первой схеме предусматривается двухслойный пакет, состоящий из верхнего неуносимого температурного слоя, представляющего собой карбонизированный стеклопластик с защитным покрытием на основе термопластического стекла, и нижнего теплоизоляционного слоя, представляющего собой полужесткий волокнит, состоящий из высокотемпературного материала, облицованного кремнеземнистой тканью.
По второй схеме предусматривается многослойный пакет, включающий, помимо двух слоев, описанных в первой схеме, нижний слой с активной системой, разлагающейся с большим эндоэффектом и обеспечивающей требуемый теплоотвод при длительном нагреве. Крепление теплозащиты к корпусу ступени - механическое.
В качестве тепловой защиты подветренных поверхностей ступени используется полужесткий волокнит ТЭМП-1.
На носке отсека полезного груза, на передних кромках крыльев и вертикального оперения предусмотрена установка конструкции из композиционных материалов типа углерод - углерод.
Маршевая двигательная установка второй ступени допускает глубокое дросселирование по тяге. Двигатели установлены в кардановых