Reusable transport space systems

The historical information{inquiry} on winged space vehicles.
Per 1932-1942 in Germany under direction of Зенгера the project of a bomber was developed. The project provided creation of the plane which, using the rail starting carriage, was dispersed till high speed, then, including own rocket engine, rose for limits of an atmosphere, whence making рикошетирующий flight in dense layers of an atmosphere, reached{achieved} the big range of action. The plane started from the Western Europe and landed in territory of Japan, intended for bombardment of territory of the USA. Last messages on the such winged flying device, a bomber-antipode, were in 1944 In 50th years in the USA it{he} was an incitement to development of the project of the space plane which was the predecessor of the project ракетоплана "ñᮡá-rubbish". In Soviet Union offers on development of such systems were considered{examined} at A.S.Yakovleva, A.M.Mikoyana, V.M.Myasishcheva in 1947, But they have not received development because of of some the difficulties connected with technical realization of the project.
With rapid development of rocket technics{technical equipment} during 1947-1953 necessity for end of works on a piloted bomber-antipode has disappeared. In the rocket industry the direction of cruise missiles of ballistic type which, proceeding from the general{common} concept of their application, have found the place in the general{common} system of defense of the country was generated. In CША it was supported{maintained} by militarians: at that time was considered, that usual planes or planes-shells with propulsion jet engines are the best means of delivery of charges for territory of the opponent. Projects under the program of planning rockets "Навахо" were born. Firm " Bell Ejrkraft " continued researches of the space plane to use it{him} not as a bomber, and as the prospecting device. In 1960 has been concluded the contract with firm " Boeing " on development suborbital prospecting ракетоплана "ñᮡá-rubbish" which was supposed to be deduced{removed} a rocket "Титан-3".

In the beginning of 60th years in КБ A.I.Mikoyana researches of two variants of the suborbital plane have begun. In the first the plane-разгонщик, in the second - a rocket "Union" with orbital plane was provided. The two-level aerospace system developed under direction of Г.Е.Лозино-Лозинского, was called "Spiral" or the project "50/50".
The orbital ship-ракетоплан has started from a back of the powerful supersonic plane-carrier{-bearer} at height of 20-30 km. Ракетоплан "Spiral" on liquid rocket engines reached{achieved} circumterraneous an orbit, performed all the planned works in an orbit, came back to the Earth, planning in an atmosphere, and sat down on air station. Functions of this compact flying space ship-airplane were much wider, than only work in an orbit. The natural model ракетоплана has made some flights in an atmosphere.
The Soviet project provided creation of the device in weight more than 10 т, with developing consoles of a wing. The skilled variant of the device in 1965 was ready to the first flight as subsonic analogue. Flights were carried out by test pilots I.Volkom, V.Menitskim, A.Fedotovym and A.Fastovtsom. Later flights of analogue from it{him} отцепкой from plane-carrier{-bearer} Tu-95K were spent.
For the decision of problems of thermal influence on a design in flight and controllabilities of the device on subsonic and supersonic speeds have been created flying models which have received the name "Pine forest". Their tests have been lead to 1969-1973 Deep studying of the data received by results of these tests, has led to necessity of creation of two models "Pine forest-4" and "Pine forest-5".
Programs of the Air Forces of the USA and NASA on development of technics{technical equipment} of an input{entrance} in an atmosphere proceeded. Planes KH-15, Х-23, devices with carrying{bearing} case M2 F2/F3, HL-10, X24A/B prepared for a way " the Space to the Shuttle ".
The first flight of "Pine forest-4" has been carried out on June, 4th, 1982. The model was put into an orbit from the cosmodrome Kapustin Yar rockets of a series "Space". The further start-up of this series took place in March and December, 1983 and December, 1984. Devices " Pine forests-4 " were the first domestic aerospace flying systems, capable to maneuver in an atmosphere with use of aerodynamic quality of the carrying{bearing} case and rudders. Carried out researches later have been used in creation of the orbital ship "Buran". Start-up of scale model "Pine forest-5" continued the researches begun by a series "Pine forest-4" on a suborbital trajectory. The first start-up took place in July, 1983 By this time " the Space the Shuttle " has made already seven flights with crews onboard. With the advent of " the Space of the Shuttle " all space world has rushed to creation of such systems.
Having experience of development of planes, experts in the field of space-rocket technics{technical equipment} began to concentrate on concepts of creation of the aerospace plane, including, that type completely the reusable winged flying device with the multimode engine working in a wide range of speeds - from subsonic up to supersonic, in an atmosphere and outside of it{her}, using atmospheric and onboard oxygen, can be chosen as transport space system.

Reusable space systems of the USA. Program НАСП (NASP - in translation{transfer}: the national space plane) - largest of all known programs of creation of experimental planes in the USA. The basic purpose of the program - development of corresponding{meeting} technology of creation of the space devices, capable long time to fly with гиперзвуковьми in the speeds within the limits of an atmosphere and to serve as means of delivery of a payload for an orbit.
Works under program НАСП have been begun in 1982 under direction of Management of perspective researches of the Ministry of Defence. In April, 1986 prime contracts with industrial firms have been concluded. In July, 1986 between NASA and the Ministry of Defence the final memorandum has been signed. Three stages of works under program НАСП - Экс-30 have been stipulated. The first stage, 1982-1985, covers preliminary design researches and the analysis of possible{probable} variants of the flying device, an estimation of key technological directions, technical risk and actions on its{his} decrease{reduction}.
The second stage, 1986-1990, includes system engineering the flying device, a design of a glider and materials, development and ground tests of base constructive elements of a glider and mid-flight impellent installation, and also an estimation of survivability of a design and economic profitability.
The third stage, 1990-1994, provides construction and tests of three experimental planes Eks-30. Two planes for transatmospheric flights of tests and one - for ground static tests.
By initial plans, atmospheric test flights of the plane should be spent in the end 1994 - the beginning 1995, and orbital flights - during 1996-1997 In 1998 was supposed to begin manufacturing of the operational sample of the one-stage space plane NASP, first which orbital flight can be carried out in 2005
Experts{Auditeurs} believed, that the starting weight of the space plane will make 147 т, the length within the limits of 46-61 m. will Pilot the device crew from two person. As the combined impellent installation structurally incorporated with a glider, will be used 3-5 ГПВРД and one liquid the engine by draft 23-32 т. The weight of the payload deduced{removed} into a low circumterraneous orbit, makes 9 т.
Under the technical, technical and economic and operational characteristics aerospace plane NASP should surpass all existing military both commercial planes and space transport systems. Critical technological directions of program НАСП are: hypersound direct-flow propulsion jet engines (ГПВРД), the perspective materials possessing high durability, thermostability, small density and providing creation completely a reusable design of the plane, an effective utilization of liquid hydrogen as fuel of mid-flight impellent installation and as coolant for active cooling a design.
Special hopes for space devices military experts who expected to receive in the order completely the reusable aerospace system operatively providing global presence by fast, for one-two hour, output{exit} in any point of circumterraneous space - " assigned start to an orbit on a command{team} ". This system will provide new strategic opportunities, not сравнимые with opportunities of modern bombers and ballistic missiles.
In the beginning of 80th years, especially after declaration as president R.Rejganom in March, 1983 of the new strategic doctrine providing creation of global system of antimissile defense with elements of space basing, in the United States the wide front had been developed{unwrapped} works on operative малоразмерным to one-stage space flying devices of military purpose{assignment; destination}. The Ministry of Defence and National space agency of the USA define following as program НАСП: " It is technical development and demonstration of an opportunity of creation of hypersound flying devices for the future space transport systems and superfast military and civil aircraft. The nearest purpose of the program - manufacturing and demonstration of experimental device Eks-30 (Х-30), and also development of corresponding{meeting} technology for creation of the flying devices, capable long time to fly with hypersound speeds within the limits of an atmosphere and to serve as means of delivery of a payload for an orbit ".
Key element of a design of the one-stage space device with accomplished{perfect; absolute} энергомассовыми characteristics is combined турборакетный the direct-flow propulsion jet mid-flight engine. From the moment of start till speed of 6 Moves the combined impellent installation uses air of an atmosphere for creation of additional draft, and the basic draft is created by the liquid rocket engine. At speed М=6 already the most part of draft is created with use of atmospheric air, draft of the liquid rocket engine only supplements it{her}. In such mode flight proceeds till speed М=16 when the space device leaves an atmosphere. Since this moment till orbital speed the rocket engine is used only liquid.
Direct-flow propulsion jet engines - a basis of impellent installations of the hypersound plane - for the first time have been tested in 30th years in Germany in structure of uncontrollable rocket shells, and also in 40th years in France in structure of the piloted plane. Subsequently direct-flow propulsion jet engines were applied in the United States on some rockets. In 60th years direct-flow engines with supersonic burning were developed. Engines of National space agency and Laboratory of hypersound researches for plane Eks-15 (Х-15) have been tested. Within 15 years in Center Лэнгли the new direct-flow engine was created, is executed more than thousand tests of systems of the engine, but in connection with that in the end of 60th years primary distribution was received with cleanly ballistic rocket technics{technical equipment}, development of the engine with supersonic burning have been suspended, except for insignificant works on scale in Center Лэнгли and works on rockets with direct-flow engines for Navy fleet. Experts in this area have grown old, and the most part of the bench equipment for a long time is not used to destination or dismantled.
The analysis of the American experts of various variants одно-and two-level, winged and ballistic, стартующих vertically and horizontally operative flying devices has shown, that the best энергомассовые and operational characteristics have the one-stage winged space devices NASP which are carrying out horizontal start and horizontal landing{planting}, with the combined mid-flight engines.
However at a modern technological level the relative weight of a dry design of one-stage winged devices makes 0,14-0,2, and ballistic - 0,09-0,12, depending on the sizes of rockets-carriers{-bearers}. Therefore for creation of winged one-stage rockets-carriers{-bearers} with mid-flight liquid rocket engines the technological level in the field of power{force} designs of rockets-carriers{-bearers} should be essentially raised{increased}. Now the carrier{bearer} of ballistic type with mid-flight rocket engines on hydrogen with an average specific impulse of draft of 423 units and 455 - in emptiness - at relative weight of a dry design 0,1 is capable to bear{take out} into a low orbit a payload in relative weight about 1,7 %. For reception of more modern энергомассовых characteristics at existing technology two-level designs with wings whereas for creation of one-stage rockets-carriers{-bearers} on the basis of rocket engines the technology of 2000th years is required are real only.
One of radical ways of perfection of reusable transport systems is inclusion in its{her} structure of the mid-flight impellent installation using oxygen of the surrounding atmosphere as a component of fuel. It is known, that by mid-flight liquid rocket installation it is spent about 80 % of fuel up to height of flight of the order of 60 km. Application on this site of mid-flight propulsion jet engines would allow to reduce half filled stock of fuel and to lower starting weight of a booster rocket.
Use of oxygen of air in mid-flight impellent installation essentially simplifies a problem of creation of space devices with horizontal start and horizontal landing{planting}.
The American experts consider, that propulsion jet engines basically possess greater{big} reliability and a resource, than liquid rocket engines. It speaks that working pressure in the chamber of combustion of the air engine and, hence, working pressure behind pumps more, than on the order, below corresponding{meeting} values of liquid rocket engines. Therefore specific capacity{power} of units much above at liquid engines, than at air. The resource of modern propulsion jet engines makes thousand hours whereas the reached{achieved} resource of the best foreign liquid rocket engine SSMI (SSME) does not exceed while 2 ч. Under the technical project the resource should become not less than 7,5 ч.
Space flying devices with propulsion jet mid-flight impellent installations for achievement of orbital speed should be dispersed long time in dense layers of an atmosphere.
Complex{Difficult} interdependence of parameters of a trajectory of deducing{removing}, characteristics of engines and the flying device as a whole do{make} search of optimum parities{ratio} rather labour-consuming. Improvement any one of parameters is connected by all means with deterioration of another. So, for example, the increase in draft of the engine rather to its{his} weight entails reduction of a specific impulse of draft. Efficiency of mid-flight propulsion jet engines improves with increase in the high-speed pressure, however the hardening of a design of the flying device connected with it{this} can lead to reduction of weight выносимого into an orbit of a payload.
But it is necessary to note, that in flying devices with mid-flight rocket engines about 80 % of a stock of fuel it is spent on an initial site of flight, up to height of 60 km and speeds of 2,3 km/s, that is there where there would be expedient an application of air engines with use of oxygen from a surrounding atmosphere. In this plan the significant effect can give the engine which, using features of a site of rise of the space plane, works in multimode conditions.

Interest to multimode engines is great. Works on the combined mid-flight engines for space planes were conducted{ordered} in England for flying device " Хотол ", in Germany - for "Зенгера", in France and Japan.

In England firm " Ó«½ß-Ó«®ß " on own means developed the engine for "ХОТОЛа" which had a way of reception of liquid oxygen from atmospheric air and creation of its{his} stock onboard the space plane on a site of deducing{removing} up to height about 25 km for its{his} subsequent burning in the engine.
The first studies on use сжиженного air in the chamber of combustion of the combined engine have been executed in the United States in the end of 60th years - the project "Синерджет".
Work on engines аэрокосмичсеких flying devices was spent to France firms " Снекма " and "СЭГР" with participation of National management of space researches within the limits of three-year, 1986-1988, the order of the National center of space researches КНЕС (CNES).
Under the contract of European space agency ESA (ESA) Italian firms " õ¿áÔ-áó¿áµ¿«¡Ñ " and "СНИА-БПД" carried out researches of possible{probable} schemes{plans} of flying devices. In parallel similar studies conducted{order} German firms MBB (МВВ) and МТУ (MTU).
When the firm " Douglas эйркрафт " began manufacture of plane DC-3 in 1936, its{her} heads did not represent prospects of this project. Donald Duglas, the founder of firm, has told, that it{he} will be glad to sell even one thousand such planes.
The firm has sold 10926 planes DC-3 only in first nine years of manufacture. This plane has literally changed all world. In 1945 all 25 commercial airlines of the United States maintained planes DC-3 on the lines. The perfect{absolute} design and simplicity of operation have opened an opportunity of realization of air travel for millions people, considerably having reduced distances between cities and the countries.
The sphere of space flights expects similar break. Cheapness and reliability of access to space had time to become an ordinary phrase, but and have not turned to a reality. In opinion of some the American experts{auditeurs}, for the valid reduction in price of space transportations it is necessary, that there has come{stepped} an era of one-stage reusable aerospace devices - cheap space vehicles which and could not become reusable transport spacecrafts " the Space the Shuttle ".
In spite of the fact that works on " the Space to the Shuttle " were conducted{ordered} in a direction providing reusable use of devices, NASA has received transport space vehicle very complex{difficult} and dear{expensive} in operation, and now spends for deducing{removing} of one kg of useful loading into an orbit much more, than in 60th years. The valid specific cost of delivery of cargoes in space by means of a shuttle approximately has a hundred times exceeded settlement. For its{his} start and service of a ground starting complex than 9000 person is required more. NASA 12 starts in a year have agreed with an assumption of an opportunity of carrying out no more, than, that essentially differs from initial estimations when the opportunity of annual realization not less than 40 starts of "Shuttle" was considered{examined}.
Specific cost of delivery of a cargo into an orbit by means of disposable rockets-carriers{-bearers} of type "Delta" or "Ариан" made about 7000 dollars for kg of a payload. The Most part of this cost is necessary on a disposable design which collapses at start-up. It is possible to illustrate this case a following example: will cost how many the air ticket to Paris if after the first flight plane " Боинг-747 " will be dumped?
In 1991 of work under program НАСП were at the second stage prolonged till September, 1992 according to the agreement between NASA and the Ministry of Defence. The decision on construction of experimental planes Eks-30 was supposed to be accepted in January, 1993
Firm " Pratt-Уитни " has tested separate elements of the natural engine at speed of 14 Moves and systems of cooling - at speed of 20 Moves. Firm " Рокетдайн " has tested completely collected model ГПВРД at speed of 8 Moves and its{his} separate elements at speeds up to 25 Moves.

Program НАСП has caused the big interest in the countries of the Western Europe and Japan.

According to messages of news agencies in May, 1992, National management of the USA on aeronautics and research of a space (NASA) does not gather, at least forthcoming 15 years, to work above creation of a new American spacecraft of reusable use. It{this} was declared on May, 17th in interview to the program of a broadcasting company Hey-í¿-ß¿ by new director of NASA Deniel Goldin. As the correspondent of ITAR-TASS has transferred{transmitted}, D.Goldin has emphasized, that it, mainly, is connected with limitation of the budget of space department of the USA and high cost of flights of American "Shuttles".
Under the statement of NASA, now each flight of "Shuttle", in view of all charges on its{his} preparation, manages in 363 million dollars However experts consider{count} this figure is artificial underestimated. " If to consider annual charges on realization of the program " the Space the Shuttle ", - they, - specify that each of six flights which have been carried out in past{last} year, has managed the USA in billion dollars. In present to year it is planned to carry out 8 starts of spacecrafts therefore cost of each flight should decrease approximately up to 750 million dollars ".
Director of NASA also has informed, that the president of the USA Georges Bush has asked it{him} to prepare the new balanced space program in which space researches will answer essential terrestrial needs. According to D.Goldina, this plan will be submitted to consideration of the Congress.
Operating experience of a reusable transport spacecraft " the Shuttle " during 1981-1986 has shown the Space, that some declared technical and economic characteristics for some reasons have not been reached{achieved}. Excessively high there was a cost of start-up and specific cost of deducing{removing} of a payload, and also duration of interflight service and preparation of a complex for start. The estimation of specific cost of deducing{removing} of a payload into a low orbit is on the order above the declared level. " The Space the Shuttle ", according to some American experts, cannot be used for maintenance of intensive transport transportations between the Earth and space, therefore there is a question on creation of reusable means of deducing{removing} new completely - the winged space flying devices, deprived these lacks.
As opposed to program НАСП, project ССТО (SSTO) is based both on already available technology, and on technology of immediate prospects that does{makes} possible{probable} development of the one-stage carrier{bearer} with rocket impellent installation. The purpose of the project was demonstration ССТО in suborbital flight in 1994
The inexpensive and universal device in the application, capable to deduce{remove} a cargo in weight of 4500 kg and crew from two person into a polar orbit is necessary for the program of the SOYA. The SOYA has demanded from firms - counteractants to lead the analysis of three concepts ССТО: the device with vertical start and landing{planting}, the device with vertical start and horizontal landing{planting}, and also the device with horizontal start and landing{planting}.
Though SOYA considers{examines} as the primary goal of carrier{bearer} SSTO deducing{removing} into circumterraneous orbits of space interceptors " the Brilliant пеблз ", it{she} has presented developers ample opportunities by definition of weight of a cargo and other parameters, for example, to number of park of carriers{bearers}, frequencies of starts, the starting equipment, number of the attendants and costs. Additional problems{tasks}, which firms-developers analyzed with reference to concept ССТО, is a delivery of cosmonauts to an orbit at creation of orbital designs, transportation of cargoes and the personnel orbital station and back, maintenance of ability to live of two cosmonauts in an orbit during four-daily flight, and also start of interplanetary space vehicles. However the primary goal for carrier{bearer} SSTO is demonstration of an opportunity of its{his} action " similarly to the plane ".
At the initial stage of competition on development of carrier{bearer} SSTO which has been declared{announced} in 1990, took part{participated} as separate firms - "Рокуэлл", "Boeing", " Дженерал дайнэмикс " and "Макдоннелл-Дуглас", and the groups of firms organized by them. In the further firms-winners should receive one or several two-year-old contracts in cost nearby 50 million dollars everyone.
Experts of firm " ¼á¬ñ«¡¡Ñ½ñ-ñÒú½áß " have offered the device of the ballistic scheme{plan} with vertical start and landing{planting}. This carrier{bearer} can vertically start, enter into an atmosphere with orientation a nose of a part on a vector of speed, and then be developed{unwrapped} and vertically sit down.
Other contestant firm " Дженерал дайнэмикс " has preferred the concept of the carrier{bearer} with vertical start and landing{planting} which input{entrance} in an atmosphere should be carried out with orientation of a tail part on a vector of speed. Such decision means use of the truncated central body сопла the engine as the thermal screen.
The firm " Рокуэлл интернэшнл " has offered the winged device with vertical start and horizontal landing{planting} which input{entrance} in an atmosphere can be carried out with orientation a nose of a part on a vector of speed. In this respect the project of firm " Рокуэлл интернэшнл " reminds one of variants which development preceded in the beginning of 80th years to works under program НАСП.
Firm " Boeing " has developed the project with horizontal start and landing{planting}. Later this firm has refused the concept and has joined firm " Рокуэлл ", helping{assisting} it{her} to develop principles of work of system with vertical start and horizontal landing{planting}.
As it has been declared{announced} on August, 16th, 1991, the winner became the project of device " Delta Klipper " with vertical start and the landing{planting}, offered by firm " ¼á¬ñ«¡¡Ñ½½-ñÒú½áß ". Configuration reminded strongly increased capsule "Меркурий". The program was an original plan of engineer Maksa Hunter responsible{crucial} for development of "Delta" and a telescope "Hubble".
Within the limits of program НАСП and transport space system of new generation as it has appeared, it was possible to use results of in parallel spent works and at creation of reliable and convenient device SSTO in operation with rocket engines. First of all, the results received in the field of creation of new materials, development of elements of a design here mean, in particular, tanks for cryogenic fuel, various auxiliary systems, rocket engines, and also successes in the field of computing aerodynamics and development of the automated means of designing with which the firms which have presented the projects of devices SSTO, have found{considered} possible{probable} to take advantage. Not refusing application of previous design development on device SSTO, the SOYA has concentrated the attention first of all on the approved technical decisions of which it is possible to take advantage at creation of the perspective carrier{bearer} of the ballistic scheme{plan}. As rocket engines " the Space of the Shuttle " and updating РД-10, many years of "Centaur" applied at the top steps were considered{examined} an improved version of the mid-flight engine.
"Delta Klipper" - the carrier{bearer} offered by firm " ¼á¬ñ«¡¡Ñ½½-ñÒú½áß " - was, according to employees of the firm, in every respect outstanding device. It{he} not only had an opportunity of ground service as the plane on airline, but also provided safety of the termination{discontinuance} of flight at any moment of start. Even in case of occurrence of malfunctions in impellent installation the device could come back easily to a place of start or reach{achieve} an orbit as it{he} has, first, the big stock on тяговооруженности, and, secondly, the impellent installation consisting of several engines, each of which can be switched safely off in case of occurrence of malfunctions. This space vehicle which can be maintained both with crew, and without it{him}, will start vertically with an overload 1,3, that in 2,3 times there is less than size of an overload to which cosmonauts onboard " the Space of the Shuttle are exposed "." Delta Klipper " it is capable to stay in space within 7-14 day, and at refuelling in an orbit the circumterraneous orbit - lunar base - a circumterraneous orbit " can be used as the interorbital device for flight into a geostationary orbit or for service of a line ".
The carrier{bearer} of firm " ¼á¬ñ«¡¡Ñ½½-ñÒú½áß " carries out an input{entrance} a nose a part forward, and then is developed{unwrapped} for vertical landing{planting}. It{he} carries out landing{planting} by means of half of the available engines working at двадцатипроцентном a level of draft while other engines remain in a reserve.
Firm " ¼á¬ñ«¡¡Ñ½½-ñÒú½áß " by development of device " Delta Klipper " assumed to use a scientific and technical reserve under the program of disposable "Delta" and the plane of short rise and landing{planting} "Харриер". The Space vehicle is capable to make rise and landing{planting} in radius of six meters from the planned point.
Hunter's device could make rise and landing{planting} practically anywhere, not demanding for this purpose runways. However for normal intensive and its{his} safe operation nevertheless it is required to create some unusual enough elements of a ground infrastructure, in particular, the ring concreted runways. Though, if at planes was same тяговооруженность, they could do without runways.
The program quickly developed within last six months 1991 After at the first stage of the program various variants of one-stage carriers{bearers} have been considered and estimated{examined and estimated; considered and appreciated; examined and appreciated}, in August, 1991 heads of the SOYA have allocated the contract to firm " ¼á¬ñ«¡¡Ñ½½-ñÒú½áß " for the carrying out of the second stage of the program providing creation of the demonstration device of vertical start and landing{planting}, reminding strongly increased in sizes обтекатель booster rockets.
"Delta Klipper" allowed to spend high-speed transport operations to any point of a terrestrial surface from a continental part of the USA during less, than one hour of a flight of time.
Though carrying capacity of carrier{bearer} " Delta Klipper " approximately in 10 times is less than carrying capacity of such planes as, for example, the air bus "Боинг-747" exists greater{big} need{requirement} for as much as possible fast transfer of special cargoes, and this circumstance is capable to compensate cost of operation on transportation. In the USA counted, that specific cost of delivery of a cargo by means of carrier{bearer} " Delta Klipper " already right at the beginning of its{his} operation could be lowered to 650 dollars for kg (at that time cost of deducing{removing} of cargoes by means of disposable rockets-carriers{-bearers} exceeds 8000 dollars for kg).
The research center of NASA of name Лэнгли conducted works on creation of flying device EjchL-20 (HL-20) as system for delivery of crew to orbit ПЛС (PLS - Personnel Launch System). Two variants of devices were investigated{researched}: with the carrying{bearing} case and capsules in the form of a double cone. The message on spent works is published in July, 1991 in magazine " Авиэйшн уик энд a Space текнолоджи ".
Firm " Boeing " developed the project of creation of piloted aerospace device TSTO (TSTO), using the supersonic plane-carrier{-bearer} as the first step.
Unlike the German project "Зенгер", speed ТСТО on an initial site it will be essential below, that will lead to reduction of thermal loading and temperatures of the first step.
As the first step the modified variant of the supersonic passenger plane (Union of Right Forces) is considered{examined}. The second, orbital, a step is suspended under a fuselage, being entered in contours of the plane. The plane will have six turbojets. In a tail part rocket engine SSMI (SSME) should be established{installed} mid-flight liquid to create additional draft on a site доразгона before branch of the second step. Cryogenic components of rocket fuel will be in фюзеляжных tanks, and aviation - in крыльевых.

Transport space system " Hermes " is developed within the limits of the European large-scale program of development of a space. Realization of this project will allow the Europe to carry out piloted space flights independently.
The ship "Hermes" is a component of the European space triad: "Ариан-5" - "Hermes" - "Columbus". The project of reusable transport system " Hermes " has been offered by France. Works on a substantiation of the project have begun in April, 1988 the general{common} configuration of the ship, design-mass characteristics Was defined{determined}, coordination of key parameters of the ship and a booster rocket is lead, the design of a glider, the aerodynamic scheme{plan}, a heat-shielding was defined{determined}.
The orbital ship "Hermes" provides realization of some new space programs of the West-European countries, carrying out operations of delivery of cosmonauts from the Earth into an orbit and back, transportations of a payload and auxiliary means work in space, and also operation of service in a low orbit. The orbital ship "Hermes" is optimized basically for performance of flights of two types: service of laboratory module " Columbus " - the prototype of the European space station who is being free flight, and hermetic module " Columbus " of the automated workplace which are a part of the international space station. "Hermes" - an independent spacecraft with crew in structure of two person who can independently operate all actions of the ship.
"Hermes's" deducing{removing} into an orbit is carried out by a booster rocket "Ариан-5". In starting position it{he} is placed from above the carrier{bearer}. Lateral range at returning the ship to the Earth from an orbit should make 1,5-2 thousand in km. Safety of crew corresponds{meets} to the statistical level reached{achieved} for a risky trade of the test pilot. In critical situations a cabin of the ship it is possible отстрелить from the ship and by means of parachutes приземлить, having provided rescue of crew. Full weight of the orbital ship 21 т, dry конструкции--13,9 т. The Payload can weigh 3 т.
The first stage of works under the program - a substantiation of the project - is begun in April, 1988 in French firms " áÝÓ«ß»áÔ¿á½ý " and "Дассо". The second stage should come to the end with flights tests of two orbital ships. The first ship all over again will be used in tests by the plane-carrier{-bearer} (with its{his} dump - for working off of landing approach and a landing). "Hermes's" operational flights should begin in 1999 Settlement service life makes 15 years during which everyone (manufacturing of two was planned) from them will make 60 flights. Then on change by it{him} more perfect{absolute} flying devices which projects are developed now by the West-European countries will come.



"Зенгер" represents perspective two-level transport space system - the base device in the national technological program of Germany on hypersound flying devices. Practical realization of the program "Зенгер" would provide to the West-European countries access rather cheap and independent of the USA to space with an opportunity of horizontal start from usual air runways in the Europe and direct deducing{removing} of a payload into any set orbit. Application in mid-flight engines of ecologically "pure"{"clean"} components of fuel - liquid oxygen and liquid hydrogen - excludes emission in an atmosphere of harmful products of combustion. At designing system it was supposed to use the checked up technical decisions, that essentially reduces risk of development. There is a real opportunity of unification разгонной the first step, capable to make hypersound cruiser flight with perspective hypersound passenger plane.
For the period with 1984 for 1987 of design researches under the program "Зенгер", executed firms MBB (МВВ), "Дорнье", МТУ (MTU), center ДФВЛР (DFVLR) and airline " Lufthansa ", study{investigate} the big circle of questions on aerodynamics, aerothermodynamics, management of flight, designs both heat-shielding materials and engines. Are analysed also comparison of some variants of flying device " Зенгер ".
On materials of studies of that time the flying device had starting weight 340 т, length of a fuselage of 81,3 m, wingspan of 41,4 m, take-off speed of 500 km/h.
First step ЕШТВ (EHTV) in weight 259 т with maximal (up to 100) a stock of hydrogen. Mid-flight impellent installation represented a sheaf from five combined турбопрямоточных propulsion jet engines. The moderate heating of a design of a step (no more than 600 ╟С) at speed М=4-4,5 allowed to use titanic and алюминиево-литиевые alloys. The special attention was given creation of a tank of liquid hydrogen in volume more than 1500 м3 with maintenance maximal теплопритока from a carrying{bearing} design of a fuselage. The first step was developed in view of unification of its{her} characteristics with characteristics of the perspective hypersound passenger plane. Range of cruiser flight of the plane with 250 passengers onboard made 10 thousand in km. Speed of flight up to М=4,5, height of flight of 25 km, a specific impulse of draft of 365 units. The plane 15 minutes could overcome for 3 ч distance from Frankfurt am Main up to Tokyo through Los Angeles.
The second step "Хорус" was the piloted space flying device, in many respects similar to the orbital ships "Shuttle" and "Hermes". The basic difference - available onboard big (up to 65,5 stocks of oxygen-hydrogen fuel. In this connection the low ballistic factor of a step (the attitude{relation} of weight to the area of the surface meeting an aerodynamic stream at decrease{reduction}), equal 100 kg/¼2 (for comparison, at orbital plane " Shuttle " and the ship "Hermes" - 200 kg/¼2), allows to reduce thermal loadings at an input{entrance} in an atmosphere and to improve its{her} aerodynamic characteristics. The full weight of a step 87,7 т, the used mid-flight engine has draft up to 120 т and a specific impulse of 472 units. Settlement duration of orbital flight made one day. The ship contains crew of the ship - two pilots, four passengers and two-rub{-three} tons of a cargo. In a tourist variant in a cabin it is possible to place about 36 passengers.
The main purpose{assignment; destination} of a step "Хорус" is material support of orbital station. Suborbital transportations of passengers with a speed 16 thousand in km/h are possible{probable}.
The cargo step "Каргус" disposable use - the reduced updating of a step a booster rocket "Ариан-5" - intended for deducing{removing} into a low orbit of a payload up to 15 tons, with an opportunity of the subsequent starts into a geostationary orbit. Full weight of a cargo step 62 т. The engine - oxygen-hydrogen НМ60 "Vulkan" with draft approximately 105 т and a specific impulse of 439 units. Length of 33 m, diameter of 5 m.
Flight of flying device " Зенгер " was assumed by the following. After horizontal rise the ship carries out rise up to height of 25 km, above a critical ozone cloud, and further at this height makes cruiser flight with a speed up to М=4,5. The line from start in the center of the Europe or at coast of Germany, France, Spain or England is directed on the set breadth aside America. Then the site of dispersal with ascent of 30-31 km and increase in speed up to value of M of the order 6,8-7 follows. After division the second step leaves into an orbit, and the first - comes back to a place of start.
The national program provided creation at a preliminary stage of demonstration model of the flying device, carrying out of flights of tests then on a joint of centuries it is planned to start direct development of the regular ship "Зенгер".
In the middle 1990 has been completed the first stage of researches under the program of the aerospace flying device within the limits of the national program of Germany on hypersound flying devices.
On the first разгонной steps, or to the plane-разгонщику, the second cycle of the design development which have confirmed the concept as a whole and the layout scheme{plan} of the hypersound plane with speeds of flight, corresponding{meeting} number of Move М=6,8 is executed. At the second stage the decision of questions of optimization of mass characteristics and integration of impellent installation was planned.
On the second steps there was constant an ideology of creation of two various variants - the pilotless and piloted space plane. Proceeding from economic reasons, instead of a disposable step "Каргус" (Cargus) pilotless space plane " Õ«ÓÒß-with " (Horus-C) with a cargo compartment which delivers to an orbit in height of 200 km a payload in weight up to 7,7 т and up to 6,2 т - on space station will be developed. The piloted top step of "Õ«ÓÒß-th" with стыковочным and transitive compartments is intended for service of space station, thus the weight выносимого a payload makes three tons that includes also weight of crew from three person.
By results of the first stage of researches there have been begun preliminary studies on the experimental plane, capable to reach{achieve} speed up to М=5,5, with the purpose of acknowledgement{confirmation} of data of numerical modelling and results of purges. The basic characteristics the following. Full starting weight of aerospace device " Зенгер " 366 т, plane-разгонщика EHTY - 254 т. Weights of space planes " Хорус " of updatings "With" and "M" - up to 112 т. Planes can make maneuvers in an atmosphere, with lateral range, sufficient for a landing of a space step in the Western Europe that is equivalent to lateral range up to 2700 km. Range of flight of the first step till the moment of division makes 2700 km. It was supposed to provide annual rate in 40 flights. The second step is capable to make 100 regular flights. The full weight of the top step is rather critical parameter. Higher is required, than by development of space plane " Hermes " (Hermes), a technological level. Use переохлажденного hydrogen Was supposed.
The detailed analysis of cost of start-up which has shown is lead, that on one start-up of an expenditure of labour will make 146 человеко-years. Cost develops of the amortisation expenses making 33 %, repair (about 18 %) and directly operational - 33 %. Expenses for pilotless flights below on 10 %.
Expenses for repair of the aerospace device are one of the most uncertain of clauses{articles} of charges. Dependences of cost of one flight on cost of the new device which have been involved at the analysis of working costs of various aviation and space systems are interesting. They make (in percentage): for "Tornado" (Tornado) - 0,004, В-747 - 0,006, "Concorde" (Concorde) - 0,008, Х-15 - 2,3, "Shuttle" - 1,8, "Зенгер-Хорус" - 0,55.



Aerospace firms of Japan have started in 1986 realization of the program of research and developmental works in the field of hypersound technics{technical equipment}. Researches were conducted{ordered} in three basic directions: creation of pilotless winged space flying device " Hope " (HOPE - in translation{transfer} "Hope"), put into an orbit by means of a booster rocket "Эйч-2" (Н-2) which should be put into operation in 1996; development and commissioning in 2006 of the universal one-stage piloted space plane with horizontal rise and landing{planting} of type "НАСП"; Researches of a lot of variants of perspective mid-flight impellent installations of space devices, including турбопрямоточные, hyperdirect-flow propulsion jet engines, and also engines with сжижением atmospheric air during flight of the flying device and use of the received liquid oxygen as an oxidizer with liquid or шугообразным hydrogen.
Flying device " Hope " of starting weight in 10 т, landing weight 8 т. Length of the winged device of 10 m, wingspan - 9,2 m. Weight of a payload 3 т. The basic purpose{assignment; destination} of the ship - periodic supply of Japanese multi-purpose laboratory " JAM " (JEM) in structure of the American space station. The head developer - National management of space researches (NASDA).

Figure from the fair brochure of company Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. (1995)

Design researches on the piloted perspective space flying device are conducted by National space laboratory (NAL) together with industrial firms " Kawasakis ", "Фудзи" and "Мицубиси". As base the variant offered by laboratory the CASH (NAL) has preliminary been accepted. The Primary goal of this flying device with starting weight 386 т is delivery of crew from four person and a payload in weight 10 т into an orbit in height of 500 km.
The laboratory the CASH plans work in four stages. The first stage has been begun in 1986 and should come to the end with an estimation of preliminary projects. During this period there are begun researches on aerodynamics, composite materials and mid-flight impellent installations. In 1987 there is begun construction of a complex for tests of composite materials. Per 1988 tests of the chamber of combustion of the hyperdirect-flow propulsion jet engine and air inlets are lead. It is modified, with increase in diameter with 0,51 up to 1,0 m, a hypersound wind tunnel. In September, 1988 attempt to start an experimental two-meter breadboard model of the ship "Hope" is not has gone right.
The second stage assumes development and check of technology of creation and a flight of operation of the space plane. Problems of hypersound flight and operating modes of mid-flight impellent installation will be studied{investigated} at this stage with use of piloted flying devices, and the problems connected with сходом from an orbit and an input{entrance} in an atmosphere, - with use of pilotless devices.
The third stage - advanced development of the space plane - under the plan should be completed in 2006 by flights tests.
Last, fourth stage assumes regular operation of the flying device.

The Chinese experts investigate{research} the concept of two-level space system with horizontal start and landing{planting}. The first, hypersound, разгонная a step, or the plane-разгонщик, will have a fuselage in length about 85 m and in the width 12 m. Impellent installation разгонщика has six engines with total draft nearby 40 т (400 КН). Starting weight 330 т. At crew two-rub{-three} persons the aerospace plane will deduce{remove} useful loading in weight 6 т. The Plane-разгонщик with starting weight 198 т and landing weight 79 т has a configuration of a fuselage of type " carrying{bearing} case " and a triangular wing double стреловидности.
The Chinese space device externally reminds West-German two-level aerospace plane " Зенгер ", however differs from it{him} original, according to the French experts, a design of the mixed impellent installation consisting of liquid rocket and direct-flow engines. In the bottom part of the first step are established{installed} 6 oxygen-hydrogen and oxygen-metane liquid engines with a specific impulse 370 with and 8 hydrogen direct-flow engines with specific draft 3500 with. The second step represents the orbital plane with starting weight 132 т and landing weight 25,3 т which is equipped by four oxygen-hydrogen engines with a specific impulse 460 with.
At dispersal of the plane till the speed corresponding{meeting} М=0,8, liquid engines then in chambers of combustion of direct-flow engines fuel starts to act work only. Up to height of 9 km and speeds М=1,8-2 liquid and direct-flow engines work in parallel and as at increase in speed efficiency and draft of direct-flow engines increases, draft liquid to keep тяговооруженность approximately at one level proportionally decreases.
After division the first step comes back to a place of start, using only direct-flow engines. The second step, using four oxygen-hydrogen engines with draft on 2,1 т and a specific impulse 460 with, leaves into an elliptic orbit in height of 100-300 km. In apogee by means of the liquid engine the increment of characteristic speed therefore the plane leaves into a circular orbit in height of 500 km is informed.
The orbital plane has external similarity with American " the Space the Shuttle ". After performance of the program of flight the orbital plane descends{goes} from an orbit, makes decrease{reduction} in an atmosphere and landing{planting}, as a hypersound glider of type " the Space the Shuttle ".
In the generalized kind, comparing aerospace transport systems of vertical and horizontal start, developers in China approve{confirm}, that starting weights of both types are close enough. The method of horizontal start is universal under condition of equipment of all suitable air stations by cryogenic systems, the weight take-off and landing the chassis with horizontal start essentially surpasses weight of landing means vertically стартующих systems.



Works under the program "ХОТОЛ" (HOTOL) have been begun in 1982 when English firms " Бритиш an aeroSpace " and "Rolls-Royce" on own means have carried out search design researches accordingly on one-stage devices with horizontal rise and landing{planting} and on mid-flight engines for them. As a result the project completely reusable pilotless device " ХОТОЛ " which basic purposes{assignments; destinations} are deducing{removing} satellites into a low orbit and material support of space station, including delivery of cosmonauts in the piloted capsule placed in a cargo compartment has been offered.
High profitability "ХОТОЛа" is reached{achieved} due to exception of its{his} design of elements and systems of disposable use and reduction of expenses for preflight operations. The significant economy of working costs is given with practically full autonomy of flight operations provided by onboard radio-electronic systems.
The basic characteristics: take-off weight 196-250 т; landing weight 34-47 т; weight of a payload in an orbit of 300 km - 7-11 т; length 60 - 62 m, scope of a wing of 19,7-20 m, diameter of a fuselage of 5,7 m. the Kind of start: the basic variant - разгонная the air field carriage, a possible{probable} variant - air start from the plane-carrier{-bearer}. Length of a runway of 2,3-4 km. The general{common} resource of the engine of 120 flights.
The key factor defining{determining} technical success in realization of the project "ХОТОЛ", use in structure of essentially new mid-flight oxygen-hydrogen impellent installation, capable to function consistently in modes of propulsion jet and liquid engines was. From the moment of start and up to height of 25-28 km (М=5) during 9 mines, the engine works in a mode air with use of the atmospheric air strongly cooled by onboard means, and then, up to height of 88-90 km, works in a mode of the liquid engine. Довыведение a payload into a settlement orbit it is carried out by means of oxygen-hydrogen impellent installation of orbital maneuvering.
The main new element of the mid-flight engine is large-sized теплообменник, adjoining to a back part of an air inlet. In теплообменнике there is a deep cooling air acting in the engine due to a stock of a cold in liquid hydrogen that allows to prolong work of the engine in a mode propulsion jet till speed М=5. Usual turbojets have limiting М=3. Increase of density of an air stream allows to reduce dimensions турбокомпрессора. Нагретый hydrogen is used for a drive of the turbine. Besides increases теплосодержание hydrogen as fuel, the compressor raises{increases} pressure of air approximately up to 140 атм. From the compressor air acts in the chamber of combustion where cooperates with the hydrogen fulfilled on the turbine and submitted partially from a tank.
The firm " Бритиш an aeroSpace " has offered the government the program of development of base technology of the flying device " ХОТОЛ ", consisting of two three-year cycles. According to it{her} manufacturing should be begun in 1994, and the first flight is planned on 2000
In July, 1988 the English government has refused the further financing the project "ХОТОЛ", as expenses (the order 6 billion pounds sterling), necessary for its{his} finishing up to a stage of manufacture, are too great for one England. The government does{makes} the rate on the fastest economic feedback from financing space programs, and the project "ХОТОЛ" does not answer this condition.
References{Manipulations} of firms " Бритиш an aeroSpace " and "Rolls-Royce" to the European space agency (ESA) with the offer officially to recognize and finance the program "ХОТОЛ" have ended without results. Attempts of firms-developers to involve the private{individual} capital of the British and foreign space firms for rescue of the program also have not crowned success.
In September, 1990 firm " Бритиш an aeroSpace " and the Ministry of the aviation industry of the USSR during an aerospace exhibition "Фарнборо-90" have signed the agreement on carrying out of joint researches according to technical opportunities and economic aspects of use of Soviet heavy plane-carrier{-bearer} An-225 being operation ("Мрия") for start of aerospace plane " ХОТОЛ ".



Air start allows to apply in structure of the aerospace plane instead of earlier prospective combined mid-flight impellent installation a sheaf from four oxygen-hydrogen engines delivered by Soviet Union. Besides air start replaces start-up with starting разгонной carriages and provides the aerospace plane with some initial speed at height where the density of an atmosphere is less.
The basic characteristics "ХОТОЛа" with air start: full weight of the space plane 250 т; weight of a payload at height of 275 km and an inclination of an orbit 7 ╟-5,5-8 т; length of 36,15 m; scope of a wing of 21,6 m.
Flight "ХОТОЛа" in structure of plane-carrier{-bearer} An-225 comes to an end with division at height of 10 km at speed М=0,8 then horizontal dispersal up to М=5 follows. Maneuver of an output{exit} begins With this moment " on a hill " with an overload 1,4 up to height about 20 km and М=2,5-3. Further there is an ascent па полубаллистической trajectories to use of draft of engines and elevating force of a wing. Rise is carried out with a constant corner of an inclination of a trajectory to horizon up to height about 80 km and speed at М=18-20. Draft of engines дросселируется that the level of an overload did not exceed 3 units. Then the corner of rise decreases, and at height almost 90 kilometers at speed М=27,2 the space plane leaves into an elliptic orbit with a perigee of 70 kilometers and apogee of 300 km.


Test of process of division in a wind tunnel
Research of process of division of plane-carrier{-bearer} An-225 and "ХОТОЛа" in a wind tunnel.

Management of flight "ХОТОЛа" on a site of deducing{removing} is carried out by a deviation{rejection} mid-flight engines steering engines on the ends of a wing, and also by means of sliding forward horizontal plumage, the stabilizer and элеронов at management on the channel of a roll.
At an input{entrance} in an atmosphere management of flight, at the cleaned{removed} plumage, is provided with engines on the ends of a wing. At movement in dense layers of an atmosphere management of flight is carried out by means of the sliding forward stabilizer, элеронов and подфюзеляжного щитка.

Some conclusions on foreign development.
It is established{installed}, that at achievable for today levels of an average on a trajectory of a specific impulse of draft up to 450 units and relative weight of a design 0,15 creation of the one-stage device with mid-flight liquid rocket engines is unreal. Variants of one-stage devices with two-fuel mid-flight rocket engines which work all over again on oxygen-hydrocarbonic fuel with fuel of high density are investigated{researched}, and then switched to oxygen-hydrogen fuel with a high specific impulse of draft. Engines are supplied on-off соплами, increasing a degree of expansion of products of combustion on the second mode. These engines give appreciable decrease{reduction} in weight of a dry design of the flying device.
The estimation of mass characteristics of flying devices shows, that achievement of characteristics of the order of 1,4 % (the attitude{relation} of weight of a payload to starting weight) is possible{probable} at constructive perfection 0,082-0,113 (the attitude{relation} of weight of a design to weight of fuel). The range of change of coordinates of the center of pressure creates the certain difficulties for longitudinal and travelling balancing, and also stability of flight.
The analysis of one-stage flying devices with the combined mid-flight impellent installations, capable to work in a mode of propulsion jet and liquid rocket engines, enables to draw a conclusion that mass characteristics of these engines, including dependences of weight of air inlets on draft, internal pressure and temperatures, are the factor defining{determining} a reality of creation of such flying devices. Characteristics of relative weight of a payload to starting weight up to 2 % can be reached{achieved} at constructive perfection nearby 0,17. However, despite of a high specific impulse of draft of the combined mid-flight engine, because of the big weight of a design significant sensitivity of characteristics is kept. Small acceleration of movement of the device on rather low trajectory leads to greater{big} frontal resistance and a high level of heating of a design. Besides it is horizontal стартующие flying devices with full fuel tanks give rise to a problem of emergency landing{planting}, it is especially direct after start.
The demanded technological level for creation of one-stage flying devices so is high, that the following generation of the West-European rockets-carriers{-bearers} will be created on the basis of one or two variants of two-level flying devices: with mid-flight liquid rocket engines, vertical rise and horizontal landing{planting} of both steps or horizontal rise and landing{planting} with mid-flight propulsion jet installation at the first step and the liquid rocket engine - on the second.
Schemes{Plans} of reusable winged two-level flying devices with two-fuel mid-flight engines at both steps were investigated{researched}: oxygen-hydrocarbonic and oxygen-hydrogen liquid engines with motionless соплом on the first and on-off - on the second steps for vertically flying up devices and combined турбопрямоточные or a turbo-ракетнопрямоточные engines on the first and on the second steps oxygen-hydrogen rocket engines for flying devices of horizontal rise.
Returning to the Earth both steps is provided by means of wings and landing the chassis in structure of steps. The first steps carry out subsonic cruiser flight with use of propulsion jet engines. If division of steps will occur{happen} at speed more than 1000 km/s the step can plan to a launching site in an engineless mode, that is without the propulsion jet engine.
At following stages of works research on key problems of creation of such flying devices was supposed.
In reusable transport systems as well as in booster rockets of single application, accommodation of cryogenic fuel in onboard tanks is necessary. Rocket systems are, actually, flying tanks. The weight of tanks makes 20-30 % from weight of a dry design of a glider of horizontally flying up flying devices, for vertically стартующих this size is even more rockets. Therefore the aspiration to creation of the carrying{bearing} tanks uniting function of tanks and a fuselage is natural. Difference of hydrogen tanks from other cryogenic capacities is their extremely low temperature of a component --253╟С and features of a design following from here. The geometrical sizes of tanks have the substantiations. For example, at the same pressure in a gas pillow and other identical criteria thickness of a wall of a tank grows at increase in diameter of a tank whereas the weight of a tank falling a mass unit of fuel, remains to a constant. The weight cryogenic теплоизоляции on greater{big} tanks rather is less, than on tanks of the small sizes as the weight of isolation changes proportionally the areas of an external surface of tanks whereas the weight of fuel increases proportionally to volume.
Within 1986-1988 under the initiative of center КНЕС (CNES) a number{line} of the French firms was spent with comprehensive investigations of creation of perspective reusable flying devices which should come in the stead of system " Ариан-5 - Hermes ". Were considered{examined} one-stage (SSTO) and two-level devices.
In the beginning of 70th years before acceptance of the final decision great volume of design researches by various variants of accelerators for a reusable spacecraft " the Space the Shuttle " has been executed. Special interest was represented with two projects of accelerators with liquid impellent installations. In the first variant it was offered to use one big winged accelerator created on the basis of the first step of a booster rocket "Saturn-5" with five mid-flight engines F-1. The starting weight made 1810 т, weight of the returned accelerator - 315 т. In the second variant it was supposed to have in structure of a space complex one big accelerator with вытеснительной system of submission of fuel. The starting weight made 1910 т, weight of the returned accelerator - 221 т. The design has been calculated on shock loadings at falling the accelerator in ocean. Both of a variant have been rejected.
Other projects of the winged liquid accelerators developed with reference to the existing scheme{plan} " the Space of the Shuttle " were considered{examined}. On a site of deducing{removing} it was supposed to hold wings and stabilizers in the combined condition, with шарнирными in units in a root zone of aerodynamic surfaces. It was done{made} to be entered in a zone of accommodation твердотопливных accelerators and to reduce to a minimum influence on a design of space system, its{her} aerodynamic characteristics and on ground devices. Before an input{entrance} in an atmosphere wings and носовые stabilizers of the accelerator reveal and borrow{occupy} working position. Demanded spatial orientation to this site of flight is provided with engines of a jet control system. Speed of an input{entrance} in an atmosphere is small enough - 1500 km/s, therefore there is no necessity for special thermal protection of a design. In process of achievement of subsonic speed the step makes a turn on 180 and carries out returnable planning on a site in the extent about 46 km up to height of 2500 m, cruiser flight of the liquid accelerator to a launching site with use of two turbofan propulsion jet engines whence begins.
Reusable accelerators offered{suggested} completely for " the Space of the Shuttle " in an automatic mode come back to a launching site and do not demand for the rescue from ocean of special courts{vessels}, devices and the personal personnel. It was supposed to use the technology of automatic prompting developed for cruise missiles and managements of flight.
Perspective booster rocket ALS was projected{designed} in view of an opportunity of a reuse of some elements of the design having high cost, with the purpose of maintenance of the minimal expenses and, accordingly, the minimal cost of life cycle of transport system. Mid-flight engines and radio-electronic systems of a booster rocket are incorporated in the приборно-impellent module Ó/and. Cost of mid-flight impellent installation makes, as is known, a significant share in a total cost of the carrier{bearer}, as at all existing rockets.
In structure of a base variant of booster rocket ALS the central block with one module Ó/and and the accelerator with two modules. Each приборно-impellent module has three mid-flight oxygen-hydrogen engines. In some minutes after start of a booster rocket there is an inclusion of six mid-flight engines of the accelerator of the first step then the accelerator is separated from the central block. Then the branch of modules Ó/and from the accelerator is carried out: they continue flight on a suborbital trajectory and with small speed enter into an atmosphere, there is a braking, the system of parachutes and the module descent{release} to water or land reveals carries out. At landing{planting} to a land air amortisation bags are applied. In connection with that the design of the module influences heats, the input{entrance} in an atmosphere is carried out programmed a nose by a part of the module which design provides necessary working capacity.
The branch of the module from the central block is carried out after схода from an orbit of the central block. The module is separated and translated in other point of an orbit. While the central block enters into an atmosphere and collapses, the module from a point in an orbit is translated in a mode of braking, descends{goes} from an orbit, the nose a part enters into an atmosphere, and the system of rescue similar to a first step being on the module further works.
The presented variant of a design of the module Ó/and can be applied not only in structure of booster rocket ALS, but also on other rockets, for example, "Shuttle-with", with the purpose of returning to the Earth expensive systems of a booster rocket to their repeated regular use, and also on piloted and cargo returned devices of ballistic type.
The most radical direction of modernization " the Space of the Shuttle " and the most perspective, according to NASA, is replacement applied now starting твердотопливных accelerators liquid.
Some concepts of liquid steps were studied{investigated}. Since September, 1987 under the contract of NASA firms " Дженерал Дайнэмикс " and "Martin Marietta" carry out researches in this direction. The project providing use on " the Space the Shuttle " two completely reusable accelerators which after deducing{removing} come back to a place of start has been offered and make horizontal landing{planting} to a landing strip. Distinctive feature of the project is maximal use of the existing equipment " the Space of the Shuttle ". In particular, as the basic impellent installation in a liquid step " the Space of the Shuttle " is applied five mid-flight engines SSMI and the chassis is used. The fuel tank is identical to a fuel compartment of "shuttle", starting liquid accelerators have a developing wing.
Advantage of the project is rather small cost of creation owing to use in its{his} design of the majority of subsystems " the Space of the Shuttle ". Advantage is the new quality of a step connected with flexibility and safety, in connection with that there is an opportunity of regulation of draft and deenergizing of the liquid engine at any time.
Because of reduction of thermal streams and absence of shock overloads at stages of flight the step comes back to the Earth in the intact kind.
Before developers of space flying devices difficult problems{tasks} are put. First of all, the weight of a dry design of the flying device should be on a quarter of less weight which are turning out at modern technology, the working resource should exceed a resource " the Space of the Shuttle " five times, specific cost should be lowered in 10 times.
The basic directions in the decision of this problem, except for development of highly effective mid-flight engines, is creation of perspective materials. For elements of a design heated up in flight and heat-shielding systems of space flying devices superalloys both perspective aluminium and titanic alloys, composite materials on a polymeric matrix, on a metal matrix from aluminium and the titan and carbon-carbon of composite materials are used.
At creation of system of prompting and management of flight the special attention is given to adaptibility regarding maintenance of the automated and active management with flight. The automatic and constant control of a condition of onboard systems and designs becomes a basis of a safety.
The firm " Дженерал дайнемикс " to the USA has lead a number{line} of interesting researches in the field of reusable liquid accelerators for " the Space of the Shuttle ". Liquid the accelerator provides more opportunities on power and on flexibility of the program of an output{exit} from supernumerary situations in flight. The problem{task} of expediency of rescue of the accelerator entirely or only mid-flight engines was solved. The firm had results of many researches concerning returning and a landing of accelerators in area of a launching site, thus the scheme{plan} similar to returning to the Earth of the modern orbital ship "Shuttle" undertook a basis. However, according to firm, this way has been connected with greater{big} expenses for development. To make a turn and return flight, the accelerator should have wings, the propulsion jet engine (for the guaranteed finishing the accelerator up to an airfield), the landing chassis and other means connected with it{this}. Expenses for development of such accelerator would exceed in 3-4 times of an expense for creation of the disposable accelerator. This question, practically, becomes the main thing in this direction of search of economically effective systems.
In researches of firm it is shown, that the most comprehensible would be a variant of impellent installation as unit which cost makes more half of cost of all жидкостнго the accelerator. Therefore, considering complexity of realization of rescue of all step, the firm recommends to rescue{save} and repeatedly to use only the impellent module.
The charges connected with development and test of systems of branch of the module from a step and its{his} rescue, lead to some increase in expenses on многоразовость. The weight of system of rescue of the four-impellent module makes approximately 2,7 tons, and weight of the module - nearby 19 т. The heaviest element are parachutes - 1,2 т. This additional weight forces to increase the sizes of the accelerator that gives cumulative excess of weight, in comparison with weight of the accelerator with disposable engines, by 23 %. Means of rescue of the impellent module make 14 % from its{his} weight, including parachutes - 6,3 %.
It is necessary to note, that the firm considers{counts} doubtful an opportunity of an establishment of an exact difference between the engines calculated on one, four or twenty flights, and assumes an opportunity of increase in expenses for development and manufacturing of engines with the features specified above on 10 % in comparison with disposable engines.
The greatest uncertainty is connected with charges on repair of engines on which there is no corresponding{meeting} statistics. The unique reusable accelerator is твердотопливный the impellent block " the Space of the Shuttle ". According to NASA, cost restored твердотопливного the accelerator makes 42 % of cost again made{produced}. Economic comparative parameters of disposable and reusable accelerators with rescue of impellent modules show, that the prize from многоразовости can roughly be shown after 50 flights. It is accomplished obviously, that the decision on such systems should be accepted on the basis of more exact data, especially on expenses for repair and restoration. The firm recommends to conduct by development of accelerators stage-by-stage approach{approximation} a reusable design in process of accumulation of the information on real data on all kinds of the expenses connected with многоразовостью of a concrete design.
Even the incomplete review of development of space-rocket transport systems speaks about the importance of the developed tendencies in their perfection. It is estimated{appreciated}, that with creation " the Space of the Shuttle " and "Energia-burans" is made a first step in a direction of reusable systems. The world is going to make following steps because action of objective laws of cost and efficiency of deducing{removing} of useful loadings into an orbit becomes the main thing in transformation of space in one sphere of useful and rational activity of the person.

Essentially new class of flying devices in the form of the experimental aerospace plane was developed in КБ general designers A.N.Tupoleva and V.Chepkina. The domestic aviation industry had the scientific and technical reserve, allowing to start development of this device. According to developers, the aerospace plane is capable to make 100-150 flights in space. Such plane, flying up from usual air station, will provide regular delivery of useful loading to a circumterraneous orbit, supporting{maintaining} the necessary intensity of flights at essentially reduced specific cost of delivery.
Aviation science and technology closely have approached{suited} to creation of engines for the aerospace plane. Is, at least, so founders of these systems, samples of necessary heat resisting materials speak, flights of planes on liquid hydrogen are lead, tests of hypersound direct-flow propulsion jet engines for speeds above speed of a sound more, than seven times are lead. Such preconditions have key value for overcoming a technical barrier which costs{stands} on a way of creation of the hypersound one-stage reusable aerospace device, capable to leave into an orbit after horizontal start and flight. However creation of such plane as developers emphasize, becomes possible{probable} only as a result of reception of exclusive revolutionary achievements in materiology, technology, двигателестроении, instrument making, wide application of computer complexes on the basis of highest levels of electronic technics{technical equipment}.
Firm " Бритиш the aeroSpace " and КБ it{him} O.Antonova (Ukraine) was carried out with joint researches according to a technical opportunity and economic aspects of use of a variant of the aerospace system " ХОТОЛ " started from heavy plane-carrier{-bearer} An-225, as economic means of delivery of satellites for circumterraneous orbits. Plane-carrier{-bearer} " Мрия " can deliver "ХОТОЛ" from the Europe to equator then to make its{his} start. After deducing{removing} the satellite the plane can make landing{planting} in the prepared air station. In case of reception of encouraging results it was supposed to make this project international and to offer the received variant as perspective for replacement of a booster rocket "Ариан-3" which, undoubtedly, can compete to the West-German project of two-level aerospace plane " Зенгер ". In structure of mid-flight impellent installation it was supposed to use four engines of the Soviet manufacture (Voronezh КБ "Химавтоматика"), developed on the basis of РД-0120.
For January, 1991 engine RD-0120 in eight hundred bench tests has turned out 165000 with. It is the engine with step regulation of a degree of expansion сопла. At small height, up to 15 km, the engine works with combined сопловым насадком. In process of ascent сопловой nozzles it is put forward, and it allows to avoid losses of draft and a specific impulse. The engine of the closed scheme{plan} with газогенератором, working is a lot of fuel and making regenerative турбогаз. The engine provides submission of hot gas for pressurization of tanks and the mechanism качания chambers of combustion, nozzles сопловой not cooled - disposable. The weight in comparison with American engine SSMI (SSME) is less. On a level of a specific impulse the engine is in vacuum between advanced engine SSMI and the automatic telephone exchange-50, developed for "Зенгера".
After a quarter-century break of work above the device of type of "Spiral" have been renewed under direction of Г.Е.Лозино-Лозинского. Now this project referred to as multi-purpose aerospace system of air field basing, in abbreviated form "МАКС". This project provides use of plane An-225 " Мрия " as the carrier{bearer}. The orbital plane-космоплан is less and easier than "Buran". In a pilotless variant "МАКС" deduces{removes} into a circumterraneous orbit of 220 km a cargo in weight 9,5 т, in piloted, with crew from two person - the little more than 8 т. The engine космоплана three-componental. After branch from the plane-carrier{-bearer} the engine works in a mode oxygen-керосинового with the small additive of hydrogen, developing the maximal draft of the order 300 т. After an output{exit} from an atmosphere where specific draft matters, the engine космоплана works on a mix of oxygen with hydrogen.
Fuel tank - a unique disposable component of system " МАКС ". After full development{manufacture} of fuel the tank is dumped{reset}. The tank, having separated on a suborbital trajectory, at height about 200 km burns down in an atmosphere.
МАКС does not demand the stationary cosmodrome and fields of alienation, the equatorial orbits convenient for start of stationary satellites, are reached{achieved} by plane-carrier{-bearer}, deducing{removing} космоплан on any demanded breadth, down to equator.
The weight of the most space минисамолета makes only 24 т, that is approximately equal to weight of orbital plane " Hermes ". All collected system of the orbital plane with a dumped{reset} fuel compartment is established{installed} on a fuselage of plane " Мрия ".
Developers of this system consider{count}, that charges on development "МАКСа" will pay back for 4-5 years, thus it was provided from 50 up to 100 flights in a year.
On structure cost of flight space минисамолета consists, first, from expenses for preparation of flight which make 5,6 % from a total sum of expenses and approximately fifty-fifty share between space plane and plane-carrier{-bearer}. Expenses for fuel make 1,3 %, manufacture and operation - 1,7 %, amortisation charges of system, including industrial and operational - 4 %, expenses for spent materials - 10 %; in the sum all these kinds of expenses make 23,4 %. Insurance - 12 %. Charges on the development, carried to one flight will make 33,3 %, planned profit - 6,7 % from a total sum.
Developers provided application of the aerospace plane for deducing{removing} payloads into low orbits and returnings to the Earth, for service of orbital stations, gathering of space "dust", conducting inspection, including under the control of the United Nations.
Results of researches allow to approve{confirm}, that from all possible{probable} reusable means of space transportation to requirements of a commercial cargo stream most full satisfy one-stage winged space planes. The one-stage space plane grasps imagination: solve problems of start from any modern airport, всеазимутального flight, it is possible to use any trajectories with deep maneuver, not becoming attached to one plane and one orbit, образовывается a traditional industrial cycle of use of this transport system alongside with usual planes.
However the way of creation of such space plane is long enough. For realization of this scheme{plan} constructive perfection of higher order, than present achievements in technology is required. For these reasons the program of stage-by-stage achievement of such characteristics was developed{produced}. At the first stage the experimental plane which enables is created to pass{take place} a way to development of hypersound flights, technics{technical equipment} and engines. Simultaneously in this variant the applied problem{task} of creation of a high-speed air transportation is solved, approaching such systems to use not only in cargo, but also a passenger variant. At the second stage which, probably, will begin not earlier new century, the scheme{plan} will get the final kind.
But economic requirements, навязшие in a teeth, are put forward already now, and is sharp enough. What ways and the further steps are rational today? Naturally, begun way of creation of the one-stage space liner will be continued. The space branch has all preconditions to it{this}. But by way of today's statement and faster feedback there was a direction of creation of reusable systems on the basis of available already modern development and real achievements of technology which should give the necessary economic benefit. The intermediate stage between the perspective scheme{plan} of the one-stage space plane and existing reusable systems " the Space the Shuttle " and "Energia-buran" was looked through.

Whether it is favourable многоразовость? For simplification of reasonings we shall imagine for comparison two space-rocket transport systems: one - a booster rocket, disposable, another - reusable, both carrying capacity 30 т. The concept carrying capacity at ракетчиков means weight of the payload deduced{removed} into a basic orbit. The starting weight reusable twice is more, than disposable. These figures are taken from real projects, and all other conditions are identical to compared rockets. Start vertical, quantity{amount} of filled components to proportionally weight of a rocket Means, that, capacities and experimental base специализированы, reliability of rocket systems is accepted at a level 0,9. Difference of a reusable rocket basically is connected with presence on its{her} board of means of return of all elements of system and with necessity of performance of the certain amount of works after landing{planting} the rocket, connected with restoration of a part of elements and systems, preventive maintenance and reduction a condition of readiness for start-up.
For an estimation we shall accept, that life cycle of a reusable rocket makes ten flights. For realization of ten confident start-up it is required, proceeding from the accepted reliability, eleven disposable rockets. Thus in a low circumterraneous orbit it will appear 300 т a payload. The reusable system in the same operation will demand, in view of the settlement reliability, two rockets.
If to accept, labour expenses for manufacturing, assembly, preventive maintenance and the rules are proportional to weight of a rocket, and this assumption proves to be true data on real rocket systems with the accuracy certain for economic calculations quantity{amount} of the rockets necessary for reusable system, it is necessary to increase by 40 %. This size corresponds{meets} to average amount of works on restoration of a rocket to new flight. Thus, reusable rockets should be 2,8. If to lead this figure disposable, following the same principle, it is necessary to increase it{her} twice, considering a degree of excess of weight of a reusable rocket in comparison with disposable. So, we receive, that the expenses corresponding{meeting} manufacture of 5-6 disposable rockets are necessary. Means, for performance of the program of start into an orbit of identical weight of payloads of disposable rockets it is required twice more. After five-six start-up disposable rockets, on expenses for realization of the program, are not so favourable.

Comparison of disposable and reusable systems:



The integrated structure of expenses for creation, operation of disposable and reusable systems allows to allocate the basic groups of expenses: on creation of system as a whole which includes all kinds of works from design researches before experimental working off of the created design and a ground complex, manufacturing of rocket transport systems, on the program of flights, operation of means of ground maintenance, service and repair work-regenerative, on the charge of components of fuel and other materials and, at last, on alienation of the grounds in areas of falling of the separated fulfilled rocket blocks and units. The analysis of these expenses allows for development{manufacture} of strategy in an estimation and comparison of expenses to simplify structure due to exception in discussion about equal expenses for both kinds of transport systems - disposable and reusable. It concerns{touches} groups of expenses for operation of means of ground maintenance which make from 6,5 up to 20 %, and on fuel and other account components from 3,5 up to 5 %.
The expenses connected with development of rockets-carriers{-bearers} of reusable execution{performance} in 5-6 times above, than disposable rockets, with other things being equal. Means, that useful loading, выносимая into a basic orbit, identical. This group of expenses is the basic and makes 33 % from a total sum of expenses for reusable system and, only, 4,5 % for disposable system.
Cost of creation of means of reusable use develops of development of aviation means of return - wings, stabilizers, щитков, the chassis, control systems and reductions landing{planting}, heat-shielding and теплоизоляционного coverings which makes 19-20 % from a total sum. Manufacturing of designs and carrying out of ground experimental working off and flights of tests at cost weighs from 13,7 up to 20 %. Completions of a rocket part of blocks, onboard systems, make acknowledgement{confirmation} of frequency rate of application of blocks on expenses about 10 %. Completion and дооснащение means of ground maintenance reach{achieve} 20 %.
Following a component in structure of expenses - payment of rent or alienation of the grounds under areas of falling of separated parts of rockets-carriers{-bearers} which, basically, concerns only to disposable systems. Cost of alienated fields of falling is defined{determined} by corresponding{meeting} laws of the government of the country in which territory there are these zones. According to, expenses for alienation exceed cost of creation of disposable system in 3-4 times. This, characteristic for our conditions, a component is rather essential as it{she} approaches expenses for creation of disposable system to expenses on reusable.
Transition from disposable means of deducing{removing} of heavy useful loadings to reusable systems leads to essential reduction of volumes of manufacture of technics{technical equipment}. So, at use in one space program of two alternative systems потребное the quantity{amount} of blocks is reduced in 4-5 times, cases of the central block - in 50 times, liquid engines for the second step - in 9 times. Thus, the economy due to reduction of volumes of manufacture at use of a reusable booster rocket is approximately equal to expenses for its{her} creation.
At calculation of expenses on послеполетное service and repair work-regenerative of reusable systems the available fact sheet received by developers as a result of ground bench and flights of tests, and also operation of a glider of the orbital ship "Buran" with a heat-shielding covering, planes of distant aircraft, liquid engines of repeated application, type РД-170 and РД-0120 have been used. By results of researches, expenses for service and послеполетный make repair less than 30 % from expenses for manufacturing new rocket blocks. Thus it is established{installed}, that the increase in cost послеполетного service and repair work-regenerative on 20 % leads to decrease{reduction} in economic benefit in the settlement program on 12 %, and the increase twice gives decrease{reduction} in effect on 30 %. The general{common} expenses for realization of the program with use of reusable system will be made even to expenses at use of a disposable complex only on condition that the level of cost послеполетного service on reusable system increases concerning the accepted level more than twice.



Researches have shown, that use of disposable complexes is more favourable than reusable transport system in programs with rate of start no more than 5 start-up in a year provided that oтчуждение the grounds under fields of falling of separated parts will be time{temporary}, instead of to constants, with an opportunity of evacuation of the population, cattle and technics{technical equipment} from dangerous areas.
This clause is connected by that cost of alienation of the grounds under falling of steps and обтекателей never in calculations was considered, because until recently the losses connected with tearing away, or even with time{temporary} evacuation, were never compensated and difficultly considered{counted}. And they make an essential part of expenses for operation of rocket systems. Foreign colleagues of these problems do not test, because areas of falling are basically in water area of world{global} ocean. In this plan the domestic space-rocket technics{technical equipment} is almost obsolete. Ballistic lines стартующих rockets from any cosmodrome pass{take place} on territory of own country. Therefore sober, deep enough estimation of all kinds of losses, beginning{starting} from ecology before direct drawing damage, can appear a solving{deciding} reason in favour of " not falling on the ground " designs.
At scales of the program from 75 and above start-up for 15 years advantage reusable systems possess, and economic benefit of their use increases with increase in number of start-up.
Increase of competitive qualities of reusable system probably due to reduction of any group of expenses, but the most obvious are expenses for service and послеполетный repair. Necessity of decrease{reduction} in expenses on this group is supported with persevering desire of developers and the maintaining organizations to simplify procedure of preventive maintenance up to a degree of service of passenger planes. But it entails increase in cost of development.
The experts who were carried out researches in this area, come to conclusion, that nevertheless solving{deciding} clause{article} of charges is cost of system engineering. The declared real or settlement cost of development of reusable system on a background concerning small charges on disposable systems withdraws from perception{recognition} of the future operational advantages and economic benefits. Especially adversely there is an estimation of reusable systems, using an example of an economic inefficiency of the advanced system " the Space the Shuttle " and systems " Burans ". Unfortunately, the estimation such deeply is not analyzed, but sounds convincingly and is acquired easily. For the qualified estimation comparison of concrete structures of flying complexes is necessary. Distribution of conclusions on one system and generalization up to area of all possible{probable} variants of reusable транспорнто-space systems - is incorrect. Assignment for development gives in to a known everyday rule: At shortage of resources the most comprehensible variant becomes what requests less means for development. That is why for the space world continuous updatings existing systems are characteristic and new development are extremely rare. There is at Russian a proverb: " Lazy does{makes} twice, and avaricious pays twice ".
One more party{side} in an estimation of expediency of rockets of reusable application is not less paradoxical. It appears, the manufacturer of disposable systems simply direct opponent reusable - disposable carriers{bearers} create for them steady manufacture for a long time their applications.
In our representation, development of reusable systems depends less on technical problems, than oт is emotional{emotionally}-psychological. Our belief - it is necessary to break this barrier. Does not come to use an idea the plane only on one flight or the car to one trip. Why booster rockets are thrown out in ocean and collapse at falling to the Earth?
Booster rockets are obliged by the birth to combat missiles where the question многоразовости did not arise basically. Combat missiles were projected{designed} on the basis of reception of the maximal power feedback. On development of combat missiles that intellectual force which now with the big inertia is reconstructed on rails of not complicated representation about rocket transport systems grew. On the other hand, objective laws of space mechanics and economic efficiency operate{work}.
The reuse demands the raised{increased} initial capital investments on size of the expenses connected with development and working off of means of return, preventive maintenance, restoration, and also expenses for development of the space accelerator or a step, capable to undergo repeated нагружение and functioning, for example, impellent installations of repeated inclusion.
The second component in balance of efficiency of reusable systems are the compelled{forced} power expenses of rocket systems for transportation integrally with them the connected design elements concerning means of return, before achievement by a rocket of the purpose of the flight. Actually the weight of means of return is equivalent (on power expenses) to weight of useful loading, that is the dilemma многоразовости turns to a question: or the returned transport system sold due to an essential part of a payload, or a full payload, but a destroyed booster rocket.
Here set of problems, which decision does not lead to a unequivocal conclusion about efficiency of reusable systems. But presence of uncountable variants of rescue and return speaks that the space world is on a way of acceptance of more certain decision in favour of многоразовости rockets-carriers{-bearers}, at least, used in commercial objectives.

Original version of the text

Многоразовые транспортные космические системы

Историческая справка о крылатых космических аппаратах.
В 1932-1942 гг. в Германии под руководством Зенгера разрабатывался проект бомбардировщика. Проект предусматривал создание самолета, который, используя рельсовую стартовую тележку, разгонялся до высокой скорости, затем, включая собственный ракетный двигатель, поднимался за пределы атмосферы, откуда совершая рикошетирующий полет в плотных слоях атмосферы, достигал большой дальности действия. Самолет, стартовавший из Западной Европы и приземлявшийся на территории Японии, предназначался для бомбардировки территории США. Последние сообщения о такого рода крылатом летательном аппарате, бомбардировщике-антиподе, были в 1944 г. В 50-х годах в США он послужил толчком к разработке проекта космического самолета, который был предшественником проекта ракетоплана "Дайна-Сор". В Советском Союзе предложения о разработке такого рода систем рассматривались у А.С.Яковлева, А.М.Микояна, В.М.Мясищева в 1947 г., но развития они не получили из-за ряда трудностей, связанных с технической реализацией проекта.
С бурным развитием ракетной техники в период 1947-1953 гг. необходимость в завершении работ по пилотируемому бомбардировщику-антиподу отпала. В ракетной промышленности сформировалось направление крылатых ракет баллистического типа, которые, исходя из общей концепции их применения, нашли свое место в общей системе обороны страны. В CША оно поддерживалось военными: в то время считалось, что обычные самолеты или самолеты-снаряды с воздушно-реактивными двигателями являются наилучшим средством доставки зарядов на территорию противника. Родились проекты по программе планирующих ракет "Навахо". Фирма "Белл Эйркрафт" продолжала исследования космического самолета для того, чтобы использовать его не в качестве бомбардировщика, а как разведывательный аппарат. В 1960 г. был заключен контракт с фирмой "Боинг" на разработку суборбитального разведывательного ракетоплана "Дайна-Сор", который предполагалось выводить ракетой "Титан-3".

В начале 60-х годов в КБ А.И.Микояна начались исследования двух вариантов суборбитального самолета. В первом предусматривался самолет-разгонщик, во втором - ракета "Союз" с орбитальным самолетом. Двухступенчатая воздушно-космическая система, разрабатываемая под руководством Г.Е.Лозино-Лозинского, именовалась "Спираль" или проект "50/50".
Орбитальный корабль-ракетоплан стартовал со спины мощного сверхзвукового самолета-носителя на высоте 20-30 км. Ракетоплан "Спираль" на жидкостных ракетных двигателях достигал околоземной орбита, выполнив все запланированные работы на орбите, возвращался на Землю, планируя в атмосфере, и садился на аэродром. Функции этого компактного летающего космического корабля-аэроплана были значительно шире, чем только работа на орбите. Натурная модель ракетоплана совершила несколько полетов в атмосфере.
Советский проект предусматривал создание аппарата массой более 10 т, со складывающимися консолями крыла. Опытный вариант аппарата в 1965 г. был готов к первому полету как дозвуковой аналог. Полеты выполнялись летчиками-испытателями И.Волком, В.Меницким, А.Федотовым и А.Фастовцом. Позже проводились полеты аналога с его отцепкой от самолета-носителя Ту-95К.
Для решения проблем теплового воздействия на конструкцию в полете и управляемости аппарата на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях были созданы летающие модели, которое получили название "Бор". Их испытания были проведены в 1969-1973 гг. Глубокое изучение данных, полученных по результатам этих испытаний, привело к необходимости создания двух моделей "Бор-4" и "Бор-5".
Программы ВВС США и НАСА по освоению техники входа в атмосферу продолжались. Самолеты Х-15, Х-23, аппараты с несущим корпусом М2 F2/F3, HL-10, X24A/B готовили путь "Спейс Шаттлу".
Первый полет "Бора-4" был осуществлен 4 июня 1982 года. Модель выводилась на орбиту с космодрома Капустин Яр ракетами серии "Космос". Дальнейшие пуски этой серии состоялись в марте и декабре 1983 года и декабре 1984 года. Аппараты "Бор-4" были первыми отечественными воздушно-космическими летательными системами, способными маневрировать в атмосфере с использованием аэродинамического качества несущего корпуса и рулей. Проведенные исследования были позднее использованы в создании орбитального корабля "Буран". Пуски масштабной модели "Бор-5" продолжали исследования, начатые серией "Бор-4" на суборбитальной траектории. Первый пуск состоялся в июле 1983 г. К этому времени "Спейс Шаттл" совершил уже семь полетов с экипажами на борту. С появлением "Спейс Шаттла" весь космический мир бросился в создание такого рода систем.
Имея опыт разработки самолетов, специалисты в области ракетно-космической техники стали концентрироваться на концепции создания воздушно-космического самолета, считая, что тип полностью многоразового крылатого летательного аппарата с многорежимным двигателем, работающим в широком диапазоне скоростей - от дозвуковых до сверхзвуковых, в атмосфере и вне ее, используя атмосферный и бортовой кислород, может быть выбран в качестве транспортной космической системы.

Многоразовые космические системы США. Программа НАСП (NASP - в переводе: национальный аэрокосмический самолет) - самая крупная из всех известных программ создания экспериментальных самолетов в США. Основная цель программы - разработка соответствующей технологии создания аэрокосмических аппаратов, способных длительное время летать с гиперзвуковьми скоростями в пределах атмосферы и служить средством доставки полезного груза на орбиту.
Работы по программе НАСП были начаты в 1982 г. под руководством Управления перспективных исследований Министерства обороны. В апреле 1986 г. были заключены основные контракты с промышленными фирмами. В июле 1986 г. между НАСА и Министерством обороны был подписан заключительный меморандум. Были предусмотрены три этапа работ по программе НАСП - Экс-30. Первый этап, 1982-1985 гг., охватывает предварительные проектные исследования и анализ возможных вариантов летательного аппарата, оценку ключевых технологических направлений, технического риска и мероприятий по его снижению.
Второй этап, 1986-1990 гг., включает разработку систем летательного аппарата, конструкции планера и материалов, разработку и наземные испытания базовых конструктивных элементов планера и маршевой двигательной установки, а также оценки живучести конструкции и экономической рентабельности.
Третий этап, 1990-1994 гг., предусматривает строительство и испытания трех экспериментальных самолетов Экс-30. Два самолета для трансатмосферных летных испытаний и один - для наземных статических испытаний.
По первоначальным планам, атмосферные испытательные полеты самолета должны были проводиться в конце 1994 - начале 1995 гг., а орбитальные полеты - в период 1996-1997 гг. В 1998 г. предполагалось начать изготовление эксплуатационного образца одноступенчатого космического самолета НАСП, первый орбитальный полет которого может быть осуществлен в 2005 г.
Эксперты полагали, что стартовая масса космического самолета составит 147 т, длина в пределах 46-61 м. Пилотировать аппарат будет экипаж из двух человек. В качестве комбинированной двигательной установки, конструктивно объединенной с планером, будут использованы 3-5 ГПВРД и один жидкостной двигатель тягой 23-32 т. Масса полезного груза, выводимого на низкую околоземную орбиту, составляет 9 т.
По своим техническим, технико-экономическим и эксплуатационным характеристикам воздушно-космический самолет НАСП должен превосходить все существующие военные и коммерческие самолеты и космические транспортные системы. Критическими технологическими направлениями программы НАСП являются: гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД), перспективные материалы, обладающие высокой прочностью, термостойкостью, малой плотностью и обеспечивающие создание полностью многоразовой конструкции самолета, эффективное использование жидкого водорода как горючего маршевой двигательной установки и как хладагента для активного охлаждения конструкции.
Особые надежды на аэрокосмические аппараты возлагали военные специалисты, которые рассчитывали получить в свое распоряжение полностью многоразовую воздушно-космическую систему, оперативно обеспечивающую глобальное присутствие путем быстрого, за один-два часа, выхода в любую точку околоземного пространства - "старт на орбиту по команде". Эта система обеспечит новые стратегические возможности, не сравнимые с возможностями современных бомбардировщиков и баллистических ракет.
В начале 80-х годов, особенно после провозглашения президентом Р.Рейганом в марте 1983 г. новой стратегической доктрины, предусматривающей создание глобальной системы противоракетной обороны с элементами космического базирования, в Соединенных Штатах широким фронтом были развернуты работы по оперативным малоразмерным одноступенчатым аэрокосмическим летательным аппаратам военного назначения. Министерство обороны и Национальное аэрокосмическое агентство США дают следующее определение программе НАСП: "Это - техническая разработка и демонстрация возможности создания гиперзвуковых летательных аппаратов для будущих космических транспортных систем и сверхскоростной военной и гражданской авиации. Ближайшая цель программы - изготовление и демонстрация экспериментального аппарата Экс-30 (Х-30), а также разработка соответствующей технологии для создания летательных аппаратов, способных длительное время летать с гиперзвуковыми скоростями в пределах атмосферы и служить средством доставки полезного груза на орбиту".
Ключевым элементом конструкции одноступенчатого аэрокосмического аппарата с совершенными энергомассовыми характеристиками является комбинированный турборакетный прямоточный воздушно-реактивный маршевый двигатель. С момента старта до скорости 6 Махов комбинированная двигательная установка использует воздух атмосферы для создания дополнительной тяги, а основная тяга создается жидкостным ракетным двигателем. При скорости М=6 уже большая часть тяги создается с использованием атмосферного воздуха, тяга жидкостного ракетного двигателя лишь дополняет ее. В таком режиме полет продолжается до скорости М=16, когда аэрокосмический аппарат выходит из атмосферы. С этого момента до орбитальной скорости используется только жидкостной ракетный двигатель.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели - основа двигательных установок гиперзвукового самолета - были впервые испытаны в 30-х годах в Германии в составе неуправляемых ракетных снарядов, а также в 40-х годах во Франции в составе пилотируемого самолета. Впоследствии прямоточные воздушно-реактивные двигатели применялись в Соединенных Штатах на некоторых ракетах. В 60-х годах разрабатывались прямоточные двигатели со сверхзвуковым горением. Были испытаны двигатели Национального аэрокосмического агентства и Лаборатории гиперзвуковых исследований для самолета Экс-15 (Х-15). В течение 15 лет в Центре Лэнгли создавался новый прямоточный двигатель, выполнено более тысячи испытаний систем двигателя, но в связи с тем, что в конце 60-х годов преимущественное распространение получила чисто баллистическая ракетная техника, разработки двигателя со сверхзвуковым горением были приостановлены, за исключением незначительных по масштабу работ в Центре Лэнгли и работ по ракетам с прямоточными двигателями для Военно-морского флота. Специалисты в этой области постарели, а большая часть стендового оборудования давно не используется по назначению или демонтирована.
Анализ американских специалистов различных вариантов одно- и двухступенчатых, крылатых и баллистических, стартующих вертикально и горизонтально оперативных летательных аппаратов показал, что наилучшие энергомассовые и эксплуатационные характеристики имеют одноступенчатые крылатые аэрокосмические аппараты НАСП, осуществляющие горизонтальный старт и горизонтальную посадку, с комбинированными маршевыми двигателями.
Однако при современном технологическом уровне относительная масса сухой конструкции одноступенчатых крылатых аппаратов составляет 0,14-0,2, а баллистических - 0,09-0,12, в зависимости от размеров ракет-носителей. Поэтому для создания крылатых одноступенчатых ракет-носителей с маршевыми жидкостными ракетными двигателями должен быть существенно повышен технологический уровень в области силовых конструкций ракет-носителей. В настоящее время носитель баллистического типа с маршевыми ракетными двигателями на водороде со средним удельным импульсом тяги 423 единицы и 455 - в пустоте - при относительной массе сухой конструкции 0,1 способен вынести на низкую орбиту полезный груз относительной массой около 1,7 %. Для получения более современных энергомассовых характеристик при существующей технологии реальны только двухступенчатые конструкции с крыльями, тогда как для создания одноступенчатых ракет-носителей на базе ракетных двигателей потребуется технология 2000-х годов.
Одним из радикальных путей совершенствования многоразовых транспортных систем является включение в ее состав маршевой двигательной установки, использующей кислород окружающей атмосферы как компонент топлива. Известно, что маршевой жидкостной ракетной установкой расходуется около 80 % топлива до высоты полета порядка 60 км. Применение на этом участке маршевых воздушно-реактивных двигателей позволило бы уменьшить наполовину заправляемый запас топлива и снизить стартовую массу ракеты-носителя.
Использование кислорода воздуха в маршевой двигательной установке существенно упрощает проблему создания аэрокосмических аппаратов с горизонтальным стартом и горизонтальной посадкой.
Американскими специалистами считается, что воздушно-реактивные двигатели в принципе обладают большими надежностью и ресурсом, чем жидкостные ракетные двигатели. Это объясняется тем, что рабочее давление в камере сгорания воздушного двигателя и, следовательно, рабочее давление за насосами более, чем на порядок, ниже соответствующих значений жидкостных ракетных двигателей. Поэтому удельная мощность агрегатов гораздо выше у жидкостных двигателей, чем у воздушных. Ресурс современных воздушно-реактивных двигателей составляет тысячи часов, тогда как достигнутый ресурс лучшего зарубежного жидкостного ракетного двигателя ССМИ (SSME) не превышает пока 2 ч. По техническому заданию ресурс должен стать не менее 7,5 ч.
Аэрокосмические летательные аппараты с воздушно-реактивными маршевыми двигательными установками для достижения орбитальной скорости должны длительное время разгоняться в плотных слоях атмосферы.
Сложные взаимозависимости параметров траектории выведения, характеристик двигателей и летательного аппарата в целом делают поиск оптимальных соотношений весьма трудоемким. Улучшение какого-либо одного из параметров связано непременно с ухудшением другого. Так, например, увеличение тяги двигателя относительно к его массе влечет за собой уменьшение удельного импульса тяги. Эффективность маршевых воздушно-реактивных двигателей улучшается с увеличением скоростного напора, однако связанное с этим упрочнение конструкции летательного аппарата может привести к уменьшению массы выносимого на орбиту полезного груза.
Но следует отметить, что в летательных аппаратах с маршевыми ракетными двигателями около 80 % запаса топлива расходуется на начальном участке полета, до высоты 60 км и скорости 2,3 км/с, то есть там, где было бы целесообразным применение воздушных двигателей с использованием кислорода из окружающей атмосферы. В этом плане значительный эффект может дать двигатель, который, используя особенности участка взлета аэрокосмического самолета, работает в многорежимных условиях.

Интерес к многорежимным двигателям велик. Работы по комбинированным маршевым двигателям для аэрокосмических самолетов велись в Англии для летательного аппарата "Хотол", в Германии - для "Зенгера", во Франции и Японии.

В Англии фирма "Ролс-Ройс" на собственные средства разрабатывала двигатель для "ХОТОЛа", который имел способ получения жидкого кислорода из атмосферного воздуха и создание его запаса на борту аэрокосмического самолета на участке выведения до высоты около 25 км для последующего сжигания его в двигателе.
Первые проработки по использованию сжиженного воздуха в камере сгорания комбинированного двигателя были выполнены в Соединенных Штатах в конце 60-х годов - проект "Синерджет".
Во Франции работа по двигателям аэрокосмичсеких летательных аппаратов проводилась фирмами "Снекма" и "СЭГР" с участием Национального управления аэрокосмических исследований в рамках трехлетнего, 1986-1988 гг., заказа Национального центра космических исследований КНЕС (CNES).
По контракту Европейского космического агентства ЕСА (ESA) итальянские фирмы "Фиат-Авиационе" и "СНИА-БПД" проводили исследования возможных схем летательных аппаратов. Параллельно подобные проработки вели германские фирмы МББ (МВВ) и МТУ (MTU).
Когда фирма "Дуглас эйркрафт" начинала производство своего самолета DC-3 в 1936 г., ее руководители не представляли перспектив этого проекта. Дональд Дуглас, основатель фирмы, сказал, что он будет рад продать хотя бы тысячу таких самолетов.
Фирма продала 10926 самолетов DC-3 только в первые девять лет производства. Этот самолет буквально изменил весь мир. В 1945 г. все 25 коммерческих авиакомпаний Соединенных Штатов эксплуатировали на своих линиях самолеты DC-3. Совершенная конструкция и простота эксплуатации открыли возможность осуществления воздушных путешествий для миллионов людей, значительно сократив расстояния между городами и странами.
Сфера космических полетов ожидает подобного прорыва. Дешевизна и надежность доступа в космос успели стать расхожей фразой, но так и не превратились в реальность. По мнению ряда американских экспертов, для действительного удешевления космических перевозок необходимо, чтобы наступила эра одноступенчатых многоразовых воздушно-космических аппаратов - дешевых космических аппаратов, которыми так и не смогли стать многоразовые транспортные космические корабли "Спейс Шаттл".
Несмотря на то, что работы по "Спейс Шаттлу" велись в направлении, предусматривающем многоразовое использование аппаратов, НАСА получило очень сложный и дорогой в эксплуатации транспортный космический аппарат, и сейчас тратит на выведение одного килограмма полезной нагрузки на орбиту гораздо больше, чем в 60-е годы. Действительная удельная стоимость доставки грузов в космос с помощью челнока примерно в сто раз превысила расчетную. Для его запуска и обслуживания наземного стартового комплекса требуется более 9000 человек. НАСА согласилось с допущением возможности проведения не более, чем 12 запусков в год, что существенно отличается от первоначальных оценок, когда рассматривалась возможность ежегодного осуществления не менее 40 стартов "Шаттла".
Удельная стоимость доставки груза на орбиту с помощью одноразовых ракет-носителей типа "Дельта" или "Ариан" составляла около 7000 долларов за килограмм полезного груза. Большая часть этой стоимости приходится на одноразовую конструкцию, которая разрушается при пуске. Этот случай можно проиллюстрировать следующим примером: сколько будет стоить авиабилет в Париж, если после первого же полета самолет "Боинг-747" будет выбрасываться на свалку?
В 1991 г. работы по программе НАСП находились на втором этапе, продленном до сентября 1992 г. в соответствии с соглашением между НАСА и Министерством обороны. Решение о строительстве экспериментальных самолетов Экс-30 предполагалось принять в январе 1993 г.
Фирма "Пратт-Уитни" испытала отдельные элементы натурного двигателя при скорости 14 Махов и системы охлаждения - при скорости 20 Махов. Фирма "Рокетдайн" испытала полностью собранную модель ГПВРД при скорости 8 Махов и отдельные его элементы при скоростях до 25 Махов.

Программа НАСП вызвала большой интерес в странах Западной Европы и Японии.

Согласно сообщениям информационных агентств в мае 1992 г., Национальное управление США по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА) не собирается, по крайней мере предстоящие 15 лет, работать над созданием нового американского космического корабля многоразового использования. Об этом заявил 17 мая в интервью программе телекомпании Эй-Би-Си новый директор НАСА Дэниел Голдин. Как передал корреспондент ИТАР-ТАСС, Д.Голдин подчеркнул, что это, главным образом, связано с ограниченностью бюджета космического ведомства США и высокой стоимостью полетов американских "Шаттлов".
По утверждению НАСА, в настоящее время каждый полет "Шаттла", с учетом всех расходов на его подготовку, обходится в 363 млн. долл. Однако специалисты считают эту цифру искусственно заниженной. "Если учитывать годовые расходы на осуществление всей программы "Спейс Шаттл", - указывают они, - то каждый из шести полетов, осуществленных в минувшем году, обошелся США в миллиард долларов. В нынешнем году планируется осуществить 8 запусков космических кораблей, в результате чего стоимость каждого полета должна снизиться примерно до 750 млн. долл.".
Директор НАСА также сообщил, что президент США Джордж Буш попросил его подготовить новую сбалансированную космическую программу, в которой космические исследования будут отвечать насущным земным нуждам. По словам Д.Голдина, этот план будет представлен на рассмотрение Конгресса.
Опыт эксплуатации многоразового транспортного космического корабля "Спейс Шаттл" в период 1981-1986 гг. показал, что по ряду причин не были достигнуты некоторые заявленные технико-экономические характеристики. Чрезмерно высокими оказались стоимость пуска и удельная стоимость выведения полезного груза, а также продолжительность межполетного обслуживания и подготовки комплекса к старту. Оценка удельной стоимости выведения полезного груза на низкую орбиту находится на порядок выше заявленного уровня. "Спейс Шаттл", по оценке некоторых американских специалистов, не может быть использован для обеспечения интенсивных транспортных перевозок между Землей и космосом, поэтому стоит вопрос о создании новых полностью многоразовых средств выведения - крылатых аэрокосмических летательных аппаратов, лишенных этих недостатков.
В противоположность программе НАСП, проект ССТО (SSTO) основывается как на уже имеющейся технологии, так и на технологии ближайшей перспективы, что делает возможным разработку одноступенчатого носителя с ракетной двигательной установкой. Целью проекта была демонстрация ССТО в суборбитальном полете в 1994 г.
Программе СОИ необходим недорогой и универсальный в применении аппарат, способный вывести груз массой 4500 кг и экипаж из двух человек на полярную орбиту. СОИ потребовала от фирм - контрактантов провести анализ трех концепций ССТО: аппарата с вертикальными стартом и посадкой, аппарата с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой, а также аппарата с горизонтальными стартом и посадкой.
Хотя СОИ рассматривает в качестве основной задачи носителя ССТО выведение на околоземные орбиты космических перехватчиков "Бриллиант пеблз", она представила разработчикам широкие возможности по определению массы груза и других параметров, например, численности парка носителей, частоты запусков, стартового оборудования, численности обслуживающего персонала и стоимости. Дополнительные задачи, которые фирмы-разработчики анализировали применительно к концепции ССТО, - это доставка космонавтов на орбиту при создании орбитальных конструкций, транспортировку грузов и персонала на орбитальную станцию и обратно, обеспечение жизнедеятельности двух космонавтов на орбите в течение четырехсуточного полета, а также запуск межпланетных космических аппаратов. Однако основной задачей для носителя ССТО является демонстрация возможности его действия "подобно самолету".
На начальном этапе конкурса на разработку носителя ССТО, который был объявлен в 1990 г., принимали участие как отдельные фирмы - "Рокуэлл", "Боинг", "Дженерал дайнэмикс" и "Макдоннелл-Дуглас", так и группы фирм, организованные ими. В дальнейшем фирмы-победители должны были получить один или несколько двухлетних контрактов стоимостью около 50 млн. долл. каждый.
Специалисты фирмы "Макдоннелд-Дуглас" предложили аппарат баллистической схемы с вертикальными стартом и посадкой. Этот носитель может стартовать вертикально, входить в атмосферу с ориентацией носовой части по вектору скорости, а затем разворачиваться и вертикально садиться.
Другая конкурирующая фирма "Дженерал дайнэмикс" предпочла концепцию носителя с вертикальными стартом и посадкой, вход которого в атмосферу должен осуществляться с ориентацией хвостовой части по вектору скорости. Такое решение подразумевает использование укороченного центрального тела сопла двигателя в качестве теплового экрана.
Фирма "Рокуэлл интернэшнл" предложила крылатый аппарат с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой, вход которого в атмосферу может осуществляться с ориентацией носовой части по вектору скорости. В этом отношении проект фирмы "Рокуэлл интернэшнл" напоминает один из вариантов, разработка которого предшествовала в начале 80-х годов работам по программе НАСП.
Фирма "Боинг" разработала проект с горизонтальными стартом и посадкой. Позже эта фирма отказалась от своей концепции и присоединилась к фирме "Рокуэлл", помогая ей разрабатывать принципы работы системы с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой.
Как было объявлено 16 августа 1991 г., победителем стал проект аппарата "Дельта Клиппер" с вертикальными стартом и посадкой, предложенный фирмой "Макдоннелл-Дуглас". Компоновка напоминала сильно увеличенную капсулу "Меркурий". Программа была оригинальным замыслом инженера Макса Хантера, ответственного за разработку "Дельты" и телескопа "Хаббл".
Результаты параллельно проводимых работ в рамках программы НАСП и транспортной космической системы нового поколения, как оказалось, можно было использовать и при создании надежного и удобного в эксплуатации аппарата ССТО с ракетными двигателями. Прежде всего, здесь имеются в виду результаты, полученные в области создания новых материалов, разработки элементов конструкции, в частности, баков для криогенного топлива, различных вспомогательных систем, ракетных двигателей, а также успехи в области вычислительной аэродинамики и разработки автоматизированных средств проектирования, которыми фирмы, представившие свои проекты аппаратов ССТО, сочли возможным воспользоваться. Не отказываясь от применения предшествующих конструкторских разработок по аппарату ССТО, СОИ сконцентрировало свое внимание прежде всего на апробированных технических решениях, которыми можно воспользоваться при создании перспективного носителя баллистической схемы. В качестве ракетных двигателей рассматривались усовершенствованный вариант маршевого двигателя "Спейс Шаттла" и модификация РД-10, многие годы применяющегося на верхних ступенях "Центавра".
"Дельта Клиппер" - носитель, предложенный фирмой "Макдоннелл-Дуглас" - являлся, по словам сотрудников фирмы, во всех отношениях выдающимся аппаратом. Он не только имел возможность наземного обслуживания по типу самолета на авиалинии, но и обеспечивал безопасность прекращения полета в любой момент запуска. Даже в случае возникновения неполадок в двигательной установке аппарат мог легко возвратиться к месту старта или достигнуть орбиты, так как он имеет, во-первых, большой запас по тяговооруженности, и, во-вторых, двигательную установку, состоящую из нескольких двигателей, каждый из которые может быть безопасно выключен в случае возникновения неполадок. Этот космический аппарат, который может эксплуатироваться как с экипажем, так и без него, стартует вертикально с перегрузкой 1,3, что в 2,3 раза меньше величины перегрузки, которой подвергаются космонавты на борту "Спейс Шаттла". "Дельта Клиппер" способен пребывать в космосе в течение 7-14 суток, а при дозаправке на орбите может использоваться как межорбитальный аппарат для полета на геостационарную орбиту или для обслуживания трассы "околоземная орбита - лунная база - околоземная орбита".
Носитель фирмы "Макдоннелл-Дуглас" осуществляет вход носовой частью вперед, а затем разворачивается для вертикальной посадки. Он осуществляет посадку с помощью половины имеющихся двигателей, работающих при двадцатипроцентном уровне тяги, в то время как остальные двигатели остаются в резерве.
Фирма "Макдоннелл-Дуглас" при разработке аппарата "Дельта Клиппер" предполагала использовать научно-технический задел по программе одноразовой "Дельты" и самолета короткого взлета и посадки "Харриер". Космический аппарат способен совершать взлет и посадку в радиусе шести метров от намеченной точки.
Аппарат Хантера мог совершать взлет и посадку практически где угодно, не требуя для этого взлетно-посадочных полос. Однако для нормальной интенсивной и безопасной его эксплуатации все же требуется создать некоторые довольно необычные элементы наземной инфраструктуры, в частности, кольцевые бетонированные взлетно-посадочные полосы. Хотя, если бы у самолетов была такая же тяговооруженность, они могли бы обходиться без взлетных полос.
Программа быстро развивалась в течение последних шести месяцев 1991 г. После того, как на первом этапе программы были рассмотрены и оценены различные варианты одноступенчатых носителей, в августе 1991 г. руководители СОИ выделили контракт фирме "Макдоннелл-Дуглас" для проведения второго этапа программы, предусматривающего создание демонстрационного аппарата вертикальных старта и посадки, напоминающего сильно увеличенный в размерах обтекатель ракеты-носителя.
"Дельта Клиппер" позволял проводить высокоскоростные транспортные операции в любую точку земной поверхности с континентальной части США в течение менее, чем одного часа летного времени.
Хотя грузоподъемность носителя "Дельта Клиппер" примерно в 10 раз меньше грузоподъемности таких самолетов, как, например, аэробус "Боинг-747" существует большая потребность в максимально быстрой пересылке специальных грузов, и это обстоятельство способно компенсировать стоимость операции по транспортировке. В США рассчитывали, что удельная стоимость доставки груза с помощью носителя "Дельта Клиппер" уже в самом начале его эксплуатации могла быть снижена до 650 долларов за килограмм (в то время стоимость выведения грузов с помощью одноразовых ракет-носителей превышает 8000 долларов за килограмм).
Научно-исследовательский центр НАСА имени Лэнгли вел работы по созданию своего летательного аппарата ЭйчЛ-20 (HL-20) в качестве системы для доставки экипажа на орбиту ПЛС (PLS - Personnel Launch System). Исследовались два варианта аппаратов: с несущим корпусом и капсулы в форме двойного конуса. Сообщение о проводимых работах опубликовано в июле 1991 г. в журнале "Авиэйшн уик энд спейс текнолоджи".
Фирма "Боинг" разрабатывала проект создания пилотируемого воздушно-космического аппарата ТСТО (TSTO), использующего сверхзвуковой самолет-носитель в качестве первой ступени.
В отличие от немецкого проекта "Зенгер", скорость ТСТО на начальном участке будет существенно ниже, что приведет к уменьшению тепловой нагрузки и температуры первой ступени.
В качестве первой ступени рассматривается модифицированный вариант сверхзвукового пассажирского самолета (СПС). Вторая, орбитальная, ступень подвешивается под фюзеляжем, вписываясь в обводы самолета. Самолет будет иметь шесть турбореактивных двигателей. В хвостовой части должен быть установлен маршевый жидкостной ракетный двигатель ССМИ (SSME), чтобы создать дополнительную тягу на участке доразгона перед отделением второй ступени. Криогенные компоненты ракетного топлива будут находиться в фюзеляжных баках, а авиационные - в крыльевых.

Транспортная космическая система "Гермес" разрабатывается в рамках европейской широкомасштабной программы освоения космического пространства. Реализация этого проекта позволит Европе самостоятельно осуществлять пилотируемые космические полеты.
Корабль "Гермес" является составной частью европейской космической триады: "Ариан-5" - "Гермес" - "Колумб". Проект многоразовой транспортной системы "Гермес" был предложен Францией. Работы по обоснованию проекта начались в апреле 1988 г. Определилась общая компоновка корабля, проектно-массовые характеристики, проведена увязка основных параметров корабля и ракеты-носителя, определилась конструкция планера, аэродинамическая схема, теплозащита.
Орбитальный корабль "Гермес" обеспечивает реализацию ряда новых космических программ западно-европейских стран, выполняя операции доставки космонавтов с Земли на орбиту и обратно, транспортировки полезного груза и вспомогательных средств для работы в космосе, а также операции обслуживания на низкой орбите. Орбитальный корабль "Гермес" оптимизируется в основном для выполнения полетов двух типов: обслуживание лабораторного модуля "Колумбус" - прототипа европейской космической станции, находящегося в свободном полете, и герметического модуля "Колумбус" АРМ, входящего в состав международной космической станции. "Гермес" - автономный космический корабль с экипажем в составе двух человек, который может самостоятельно управлять всеми действиями корабля.
Выведение "Гермеса" на орбиту осуществляется ракетой-носителем "Ариан-5". В стартовом положении он размещается сверху носителя. Боковая дальность при возвращении корабля на Землю с орбиты должна составлять 1,5-2 тыс. км. Безопасность экипажа соответствует статистическому уровню, достигнутому для рискованной профессии летчика-испытателя. В критических ситуациях кабину корабля можно отстрелить от корабля и с помощью парашютов приземлить, обеспечив спасение экипажа. Полная масса орбитального корабля 21 т, сухой конструкции- - 13,9 т. Полезный груз может весить 3 т.
Первый этап работ по программе - обоснование проекта - начат в апреле 1988 г. на французских фирмах "Аэроспатиаль" и "Дассо". Второй этап должен завершиться летными испытаниями двух орбитальных кораблей. Первый корабль будет сначала использован в испытаниях на самолете-носителе (со сбросом его - для отработки захода на посадку и приземления). Эксплуатационные полеты "Гермеса" должны начаться в 1999 г. Расчетный срок службы составляет 15 лет, в течение которых каждый (планировалось изготовление двух) из них совершит 60 полетов. Затем на смену им придут более совершенные летательные аппараты, проекты которых разрабатываются в настоящее время западно-европейскими странами.



"Зенгер" представляет собой перспективную двухступенчатую транспортную космическую систему - базовый аппарат в национальной технологической программе Германии по гиперзвуковым летательным аппаратам. Практическая реализация программы "Зенгер" обеспечила бы западноевропейским странам сравнительно дешевый и независимый от США доступ в космос с возможностью горизонтального старта с обычных воздушных взлетно-посадочных полос в Европе и непосредственного выведения полезного груза на любую заданную орбиту. Применение в маршевых двигателях экологически "чистых" компонентов топлива - жидкого кислорода и жидкого водорода - исключает выброс в атмосферу вредных продуктов сгорания. При проектировании системы предполагалось использовать проверенные технические решения, что существенно снижает риск разработки. Существует реальная возможность унификации разгонной первой ступени, способной совершать гиперзвуковой крейсерский полет с перспективным гиперзвуковым пассажирским самолетом.
За период с 1984 по 1987 годы проектных исследований по программе "Зенгер", выполненных фирмами МББ (МВВ), "Дорнье", МТУ (MTU), центром ДФВЛР (DFVLR) и авиакомпанией "Люфтганза", изучен большой круг вопросов по аэродинамике, аэротермодинамике, управлению полетом, конструкциям и теплозащитным материалам и двигателям. Выполнены анализ и сравнение ряда вариантов летательного аппарата "Зенгер".
По материалам проработок того времени летательный аппарат имел стартовую массу 340 т, длину фюзеляжа 81,3 м, размах крыльев 41,4 м, взлетную скорость 500 км/ч.
Первая ступень ЕШТВ (EHTV) массой 259 т с максимальным (до 100 т) запасом водорода. Маршевая двигательная установка представляла собой связку из пяти комбинированных турбопрямоточных воздушно-реактивных двигателей. Умеренный нагрев конструкции ступени (не более 600 ╟С) при скорости М=4-4,5 позволял использовать титановые и алюминиево-литиевые сплавы. Особое внимание уделялось созданию бака жидкого водорода объемом более 1500 м3 с обеспечением максимального теплопритока от несущей конструкции фюзеляжа. Первая ступень разрабатывалась с учетом унификации ее характеристик с характеристиками перспективного гиперзвукового пассажирского самолета. Дальность крейсерского полета самолета с 250 пассажирами на борту составляла 10 тыс. км. Скорость полета до М=4,5, высота полета 25 км, удельный импульс тяги 365 единиц. Самолет мог преодолеть за 3 ч 15 мин. расстояние от Франкфурта-на-Майне до Токио через Лос-Анджелес.
Вторая ступень "Хорус" являлась пилотируемым космическим летательным аппаратом, во многом сходным с орбитальными кораблями "Шаттл" и "Гермес". Основное отличие - в наличии на борту большого (до 65,5 т) запаса кислородно-водородного топлива. В этой связи низкий баллистический коэффициент ступени (отношение массы к площади поверхности, встречающейся с аэродинамическим потоком при снижении), равный 100 кг/м2 (для сравнения, у орбитального самолета "Шаттл" и корабля "Гермес" - 200 кг/м2), позволяет уменьшить тепловые нагрузки при входе в атмосферу и улучшить ее аэродинамические характеристики. Полная масса ступени 87,7 т, используемый маршевый двигатель имеет тягу до 120 т и удельный импульс 472 единицы. Расчетная продолжительность орбитального полета составляла одни сутки. Корабль вмещает экипаж корабля - два пилота, четыре пассажира и две-три тонн груза. В туристском варианте в кабине можно разместить до 36 пассажиров.
Главным назначением ступени "Хорус" является материально-техническое обеспечение орбитальной станции. Возможны суборбитальные перевозки пассажиров со скоростью 16 тыс. км/ч.
Грузовая ступень "Каргус" одноразового использования - уменьшенная модификация ступени ракета-носителя "Ариан-5" - предназначалась для выведения на низкую орбиту полезного груза до 15 тонн, с возможностью последующих стартов на геостационарную орбиту. Полная масса грузовой ступени 62 т. Двигатель - кислородно-водородный НМ60 "Вулкан" с тягой приблизительно 105 т и удельным импульсом 439 единиц. Длина 33 м, диаметр 5 м.
Полет летательного аппарата "Зенгер" предполагался следующим. После горизонтального взлета корабль выполняет подъем до высоты 25 км, над критическим озоновым слоем, и далее на этой высоте совершает крейсерский полет со скоростью до М=4,5. Трасса от старта в центре Европы или на побережье Германии, Франции, Испании или Англии направлена на заданную широту в сторону Америки. Затем следует участок разгона с набором высоты 30-31 км и увеличением скорости до значения М порядка 6,8-7. После разделения вторая ступень выходит на орбиту, а первая - возвращается к месту старта.
Национальная программа предусматривала создание на предварительном этапе демонстрационной модели летательного аппарата, проведение летных испытаний, после чего на стыке столетий планируется приступить к непосредственной разработке штатного корабля "Зенгер".
В середине 1990 г. был завершен первый этап исследований по программе воздушно-космического летательного аппарата в рамках национальной программы Германии по гиперзвуковым летательным аппаратам.
По первой разгонной ступени, или самолету-разгонщику, выполнен второй цикл проектных разработок, подтвердивший концепцию в целом и компоновочную схему гиперзвукового самолета со скоростями полета, соответствующими числу Маха М=6,8. На втором этапе планировалось решение вопросов оптимизации массовых характеристик и интеграции двигательной установки.
По вторым ступеням осталась неизменной идеология создания двух различных вариантов - беспилотного и пилотируемого космического самолета. Исходя из экономических соображений, вместо одноразовой ступени "Каргус" (Cargus) будет разрабатываться беспилотный космический самолет "Хорус-С" (Horus-C) с грузовым отсеком, который доставляет на орбиту высотой 200 км полезный груз массой до 7,7 т и до 6,2 т - на космическую станцию. Пилотируемая верхняя ступень "Хорус-М" со стыковочным и переходным отсеками предназначена для обслуживания космической станции, при этом масса выносимого полезного груза составляет три тонны, что включает и массу экипажа из трех человек.
По результатам первого этапа исследований были начаты предварительные проработки по экспериментальному самолету, способному достигать скорости до М=5,5, с целью подтверждения данных численного моделирования и результатов продувок. Основные характеристики следующие. Полная стартовая масса воздушно-космического аппарата "Зенгер" 366 т, самолета-разгонщика EHTY - 254 т. Массы космических самолетов "Хорус" модификаций "С" и "М" - до 112 т. Самолеты могут совершать маневры в атмосфере, с боковой дальностью, достаточной для приземления космической ступени в Западной Европе, что эквивалентно боковой дальности до 2700 км. Дальность полета первой ступени до момента разделения составляет 2700 км. Предполагалось обеспечить ежегодный темп в 40 полетов. Вторая ступень способна совершить 100 штатных полетов. Полная масса верхней ступени является весьма критическим параметром. Требуется более высокий, чем при разработке космического самолета "Гермес" (Hermes), технологический уровень. Предполагалось использование переохлажденного водорода.
Проведен подробный анализ стоимости пуска, который показал, что на один пуск трудозатраты составят 146 человеко-лет. Стоимость складывается из амортизационных затрат, составляющих 33%, ремонтных (около 18%) и непосредственно эксплуатационных - 33%. Затраты на беспилотные полеты ниже на 10%.
Затраты на ремонт воздушно-космического аппарата являются одной из самых неопределенные статей расходов. Интересны зависимости стоимости одного полета от стоимости нового аппарата, которые были привлечены при анализе эксплуатационных расходов различных авиационных и аэрокосмических систем. Они составляют (в процентах): для "Торнадо" (Tornado) - 0,004, В-747 - 0,006, "Конкорд" (Concorde) - 0,008, Х-15 - 2,3, "Шаттл" - 1,8, "Зенгер-Хорус" - 0,55.



Авиационно-космические фирмы Японии приступили в 1986 г. к реализации программы научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ в области гиперзвуковой техники. Исследования велись по трем основным направлениям: создание беспилотного крылатого аэрокосмического летательного аппарата "Хоуп" (HOPE - в переводе "Надежда"), выводимого на орбиту с помощью ракеты-носителя "Эйч-2" (Н-2), которая должна была быть введена в эксплуатацию в 1996 г.; разработка и ввод в эксплуатацию в 2006 г. универсального одноступенчатого пилотируемого аэрокосмического самолета с горизонтальными взлетом и посадкой типа "НАСП"; исследования целого ряда вариантов перспективных маршевых двигательных установок аэрокосмических аппаратов, включая турбопрямоточные, гиперпрямоточные воздушно-реактивные двигатели, а также двигатели со сжижением атмосферного воздуха в процессе полета летательного аппарата и использованием полученного жидкого кислорода в качестве окислителя с жидким или шугообразным водородом.
Летательный аппарат "Хоуп" стартовой массы в 10 т, посадочная масса 8 т. Длина крылатого аппарата 10 м, размах крыльев - 9,2 м. Масса полезного груза 3 т. Основное назначение корабля - периодическое снабжение японской многоцелевой лаборатории "ДЖЕМ" (JEM) в составе американской космической станции. Головной разработчик - Национальное управление космических исследований (NASDA).

Рисунок из рекламного проспекта компании Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. (1995 г.)

Проектные изыскания по пилотируемому перспективному космическому летательному аппарату ведет Национальная аэрокосмическая лаборатория (NAL) совместно с промышленными фирмами "Кавасаки", "Фудзи" и "Мицубиси". В качестве базового предварительно был принят вариант, предложенный лабораторией НАЛ (NAL). Основной задачей этого летательного аппарата со стартовой массой 386 т является доставка экипажа из четырех человек и полезного груза массой 10 т на орбиту высотой 500 км.
Лаборатория НАЛ планирует проведение работ в четыре этапа. Первый этап был начат в 1986 г. и должен завершиться оценкой предварительных проектов. В этот период начаты исследования по аэродинамике, композиционным материалам и маршевым двигательным установкам. В 1987 г. начато строительство комплекса для испытаний композиционных материалов. В 1988 г. проведены испытания камеры сгорания гиперпрямоточного воздушно-реактивного двигателя и воздухозаборников. Модифицируется, с увеличением диаметра с 0,51 до 1,0 м, гиперзвуковая аэродинамическая труба. В сентябре 1988 г. не удалась попытка запустить экспериментальный двухметровый макет корабля "Хоуп".
Второй этап предполагает разработку и проверку технологии создания и летной эксплуатации аэрокосмического самолета. Проблемы гиперзвукового полета и режимов работы маршевой двигательной установки будут изучаться на этом этапе с использованием пилотируемых летательных аппаратов, а проблемы, связанные со сходом с орбиты и входом в атмосферу, - с использованием беспилотных аппаратов.
Третий этап - разработка опытного образца аэрокосмического самолета - по плану должен быть завершен в 2006 году летными испытаниями.
Последний, четвертый этап предполагает штатную эксплуатацию летательного аппарата.

Китайские специалисты исследуют концепцию двухступенчатой космической системы с горизонтальными стартом и посадкой. Первая, гиперзвуковая, разгонная ступень, или самолет-разгонщик, будет иметь фюзеляж длиной около 85 м и шириной 12 м. Двигательная установка разгонщика имеет шесть двигателей с суммарной тягой около 40 т (400 КН). Стартовая масса 330 т. При экипаже два-три человека воздушно-космический самолет будет выводить полезную нагрузку массой 6 т. Самолет-разгонщик со стартовой массой 198 т и посадочной массой 79 т имеет конфигурацию фюзеляжа типа "несущий корпус" и треугольное крыло двойной стреловидности.
Китайский аэрокосмический аппарат внешне напоминает западногерманский двухступенчатый воздушно-космический самолет "Зенгер", однако отличается от него оригинальной, по оценке французских специалистов, конструкцией смешанной двигательной установки, состоящей из жидкостных ракетных и прямоточных двигателей. В нижней части первой ступени установлены 6 кислородно-водородных и кислородно-метановых жидкостных двигателей с удельным импульсом 370 с и 8 водородных прямоточных двигателей с удельной тягой 3500 с. Вторая ступень представляет собой орбитальный самолет со стартовой массой 132 т и посадочной массой 25,3 т, который оснащен четырьмя кислородно-водородными двигателями с удельным импульсом 460 с.
При разгоне самолета до скорости, соответствующей М=0,8, работают только жидкостные двигатели, после чего в камеры сгорания прямоточных двигателей начинает поступать горючее. До высоты 9 км и скорости М=1,8-2 жидкостные и прямоточные двигатели работают параллельно, причем по мере того, как при увеличении скорости увеличивается эффективность и тяга прямоточных двигателей, пропорционально уменьшается тяга жидкостных с тем, чтобы удерживать тяговооруженность приблизительно на одном уровне.
После разделения первая ступень возвращается к месту старта, используя только прямоточные двигатели. Вторая ступень, используя четыре кислородно-водородных двигателя с тягой по 2,1 т и удельным импульсом 460 с, выходит на эллиптическую орбиту высотой 100-300 км. В апогее с помощью жидкостного двигателя сообщается приращение характеристической скорости, в результате чего самолет выходит на круговую орбиту высотой 500 км.
Орбитальный самолет имеет внешнее сходство с американским "Спейс Шаттлом". После выполнения программы полета орбитальный самолет сходит с орбиты, производит снижение в атмосфере и посадку, как гиперзвуковой планер типа "Спейс Шаттл".
В обобщенном виде, сравнивая воздушно-космические транспортные системы вертикального и горизонтального старта, разработчики в Китае утверждают, что стартовые массы обоих типов достаточно близки. Метод горизонтального старта универсален при условии оснащения всех подходящих аэродромов криогенными системами, масса взлетного и посадочного шасси с горизонтальным стартом существенно превосходит массу посадочных средств вертикально стартующих систем.



Работы по программе "ХОТОЛ" (HOTOL) были начаты в 1982 г., когда английские фирмы "Бритиш аэроспейс" и "Роллс-Ройс" на собственные средства провели поисковые проектные исследования соответственно по одноступенчатым аппаратам с горизонтальными взлетом и посадкой и по маршевым двигателям для них. В результате был предложен проект полностью многоразового беспилотного аппарата "ХОТОЛ", основными назначениями которого являются выведение спутников на низкую орбиту и материально-техническое обеспечение космической станции, включая доставку космонавтов в пилотируемой капсуле, размещаемой в грузовом отсеке.
Высокая экономичность "ХОТОЛа" достигается за счет исключения из его конструкции элементов и систем одноразового использования и сокращения затрат на предполетные операции. Значительную экономию эксплуатационных расходов дает практически полная автономия полетных операций, обеспечиваемая бортовыми радиоэлектронными системами.
Основные характеристики: взлетная масса 196-250 т; посадочная масса 34-47 т; масса полезного груза на орбите 300 км - 7-11 т; длина 60 - 62 м, размах крыла 19,7-20 м, диаметр фюзеляжа 5,7 м. Вид старта: основной вариант - разгонная аэродромная тележка, возможный вариант - воздушный старт с самолета-носителя. Длина взлетной полосы 2,3-4 км. Общий ресурс двигателя 120 полетов.
Ключевым фактором, определяющим технический успех в реализации проекта "ХОТОЛ", являлось использование в составе принципиально новой маршевой кислородно-водородной двигательной установки, способной функционировать последовательно в режимах воздушно-реактивного и жидкостного двигателей. С момента старта и до высоты 25-28 км (М=5) в течение 9 мин, двигатель работает в режиме воздушного с использованием атмосферного воздуха, сильно охлажденного бортовыми средствами, а затем, до высоты 88-90 км, работает в режиме жидкостного двигателя. Довыведение полезного груза на расчетную орбиту осуществляется с помощью кислородно-водородной двигательной установки орбитального маневрирования.
Главным новым элементом маршевого двигателя является крупногабаритный теплообменник, примыкающий к задней части воздухозаборника. В теплообменнике происходит глубокое охлаждение поступающего в двигатель воздуха за счет запаса холода в жидком водороде, что позволяет продлить работу двигателя в режиме воздушно-реактивного до скорости М=5. Обычные турбореактивные двигатели имеют предельное М=3. Повышение плотности воздушного потока позволяет уменьшить габариты турбокомпрессора. Нагретый водород используется для привода турбины. Кроме того, увеличивается теплосодержание водорода как горючего, компрессор повышает давление воздуха приблизительно до 140 атм. Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания, где взаимодействует с водородом, отработанным на турбине и подаваемым частично из бака.
Фирма "Бритиш аэроспейс" предложила правительству программу разработки базовой технологии летательного аппарата "ХОТОЛ", состоящую из двух трехгодичных циклов. В соответствии с ней изготовление должно было быть начато в 1994, а первый полет запланирован на 2000 г.
В июле 1988 г. английское правительство отказалось от дальнейшего финансирования проекта "ХОТОЛ", поскольку затраты (порядка 6 млрд. фунтов стерлингов), необходимые для его доведения до стадии производства, слишком велики для одной Англии. Правительство делает ставку на быстрейшую экономическую отдачу от финансирования космических программ, а проект "ХОТОЛ" этому условию не отвечает.
Обращения фирм "Бритиш аэроспейс" и "Роллс-Ройс" к Европейскому космическому агентству (ESA) с предложением официально признать и финансировать программу "ХОТОЛ" закончились безрезультатно. Попытки фирм-разработчиков привлечь частный капитал британских и зарубежных аэрокосмических фирм для спасения программы также не увенчались успехом.
В сентябре 1990 г. фирма "Бритиш аэроспейс" и Министерство авиационной промышленности СССР в ходе авиационно-космической выставки "Фарнборо-90" подписали соглашение о проведении совместных исследований по оценке технических возможностей и экономических аспектов использования находящегося в эксплуатации советского тяжелого самолета-носителя Ан-225 ("Мрия") для запуска воздушно-космического самолета "ХОТОЛ".



Воздушный старт позволяет применить в составе воздушно-космического самолета вместо ранее предполагаемой комбинированной маршевой двигательной установки связку из четырех кислородно-водородных двигателей, поставляемых Советским Союзом. Кроме того, воздушный старт заменяет пуск со стартовой разгонной тележки и обеспечивает воздушно-космический самолет некоторой начальной скоростью на высоте, где плотность атмосферы меньше.
Основные характеристики "ХОТОЛа" с воздушным стартом: полная масса космического самолета 250 т; масса полезного груза на высоте 275 км и наклонением орбиты 7╟- 5,5-8 т; длина 36,15 м; размах крыла 21,6 м.
Полет "ХОТОЛа" в составе самолета-носителя Ан-225 заканчивается разделением на высоте 10 км при скорости М=0,8, после чего следует горизонтальный разгон до М=5. С этого момента начинается маневр выхода "на горку" с перегрузкой 1,4 до высоты около 20 км и М=2,5-3. Далее происходит набор высоты па полубаллистической траектории с использованием тяги двигателей и подъемной силы крыла. Подъем осуществляется с постоянным углом наклона траектории к горизонту до высоты около 80 км и скорости при М=18-20. Тяга двигателей дросселируется, чтобы уровень перегрузки не превышал 3 единиц. Затем угол подъема уменьшается, и на высоте почти 90 километров при скорости М=27,2 космический самолет выходит на эллиптическую орбиту с перигеем 70 километров и апогеем 300 км.


Испытание процесса разделения в аэродинамической трубе
Исследование процесса разделения самолета-носителя Ан-225 и "ХОТОЛа" в аэродинамической трубе.

Управление полетом "ХОТОЛа" на участке выведения осуществляется отклонением маршевым двигателей рулевыми двигателями на концах крыла, а также с помощью выдвижного переднего горизонтального оперения, стабилизатора и элеронов при управлении по каналу крена.
При входе в атмосферу управление полетом, при убранном оперении, обеспечивается двигателями на концах крыла. При движении в плотных слоях атмосферы управление полетом осуществляется с помощью выдвижного переднего стабилизатора, элеронов и подфюзеляжного щитка.

Некоторые выводы по зарубежным разработкам.
Установлено, что при достижимых на сегодняшний день уровнях среднего по траектории удельного импульса тяги до 450 единиц и относительной массе конструкции 0,15 создание одноступенчатого аппарата с маршевыми жидкостными ракетными двигателями нереально. Исследованы варианты одноступенчатых аппаратов с двухтопливными маршевыми ракетными двигателями, которые работают сначала на кислородно-углеводородном топливе с горючим высокой плотности, а затем переключаются на кислородно-водородное топливо с высоким удельным импульсом тяги. Двигатели снабжаются двухпозиционными соплами, увеличивающими степень расширения продуктов сгорания на втором режиме. Эти двигатели дают заметное снижение массы сухой конструкции летательного аппарата.
Оценка массовых характеристик летательных аппаратов показывает, что возможно достижение характеристик порядка 1,4% (отношение массы полезного груза к стартовой массе) при конструктивном совершенстве 0,082-0,113 (отношение массы конструкции к массе топлива). Диапазон изменения координат центра давления создает определенные трудности для продольной и путевой балансировки, а также устойчивости полета.
Анализ одноступенчатых летательных аппаратов с комбинированными маршевыми двигательными установками, способными работать в режиме воздушно-реактивных и жидкостных ракетных двигателей, дает возможность сделать вывод о том, что массовые характеристики этих двигателей, включая зависимости массы воздухозаборников от тяги, внутреннего давления и температуры, являются фактором, определяющим реальность создания таких летательных аппаратов. Могут быть достигнуты характеристики относительной массы полезного груза к стартовой массе до 2% при конструктивном совершенстве около 0,17. Однако, несмотря на высокий удельный импульс тяги комбинированного маршевого двигателя, из-за большой массы конструкции сохраняется значительная чувствительность характеристик. Небольшое ускорение движения аппарата по относительно низкой траектории приводит к большим лобовым сопротивлениям и высокому уровню нагрева конструкции. Кроме того, горизонтально стартующие летательные аппараты с полными топливными баками рождают проблему аварийной посадки, особенно непосредственно после старта.
Требуемый уровень технологии для создания одноступенчатых летательных аппаратов так высок, что следующее поколение западно-европейских ракет-носителей будет создаваться на основе одного или двух вариантов двухступенчатых летательных аппаратов: с маршевыми жидкостными ракетными двигателями, вертикального взлета и горизонтальной посадки обеих ступеней или горизонтальных взлета и посадки с маршевой воздушно-реактивной установкой на первой ступени и жидкостным ракетным двигателем - на второй.
Исследовались схемы многоразовых крылатых двухступенчатых летательных аппаратов с двухтопливными маршевыми двигателями на обеих ступенях: кислородно-углеводородные и кислородно-водородные жидкостные двигатели с неподвижным соплом на первой и двухпозиционным - на второй ступенях для вертикально взлетающих аппаратов и комбинированные турбопрямоточные или турбо-ракетнопрямоточные двигатели на первой и на второй ступенях кислородно-водородные ракетные двигатели для летательных аппаратов горизонтального взлета.
Возвращение на Землю обеих ступеней обеспечивается с помощью крыльев и посадочных шасси в составе ступеней. Первые ступени осуществляют дозвуковой крейсерский полет с использованием воздушно-реактивных двигателей. Если разделение ступеней будет происходить при скорости более 1000 м/с, то ступень может планировать к стартовой позиции в безмоторном режиме, то есть без воздушно-реактивного двигателя.
На следующих этапах работ предполагалось исследование по ключевым проблемам создания таких летательных аппаратов.
В многоразовых транспортных системах, так же как и в ракетах-носителях разового применения, необходимо размещение криогенного топлива в бортовых баках. Ракетные системы являются, фактически, летающими баками. Масса баков составляет 20-30 % от массы сухой конструкции планера горизонтально взлетающих летательных аппаратов, для вертикально стартующих ракет эта величина еще больше. Поэтому естественно стремление к созданию несущих баков, объединяющих функцию баков и фюзеляжа. Отличием водородных баков от других криогенных емкостей является их предельно низкая температура компонента - -253╟С и вытекающие отсюда особенности конструкции. Геометрические размеры баков имеют свои обоснования. Например, при том же давлении в газовой подушке и других одинаковых критериях толщина стенки бака растет при увеличении диаметра бака, тогда как масса бака, приходящаяся на единицу массы топлива, остается постоянной. Масса криогенной теплоизоляции на больших баках относительно меньше, чем на баках малых размеров, так как масса изоляции изменяется пропорционально площади внешней поверхности баков, тогда как масса топлива увеличивается пропорционально объему.
В течение 1986-1988 гг. по инициативе центра КНЕС (CNES) ряд французских фирм проводили всесторонние исследования создания перспективных многоразовых летательных аппаратов, который должны прийти на смену системе "Ариан-5 - Гермес". Рассматривались одноступенчатые (SSTO) и двухступенчатые аппараты.
В начале 70-х годов перед принятием окончательного решения был выполнен большой объем проектных исследований по различным вариантам ускорителей для многоразового космического корабля "Спейс Шаттл". Особый интерес представляли два проекта ускорителей с жидкостными двигательными установками. В первом варианте предлагалось использовать один большой крылатый ускоритель, созданный на базе первой ступени ракеты-носителя "Сатурн-5" с пятью маршевыми двигателями F-1. Стартовая масса составляла 1810 т, масса возвращаемого ускорителя - 315 т. Во втором варианте предполагалось иметь в составе космического комплекса один большой ускоритель с вытеснительной системой подачи топлива. Стартовая масса составляла 1910 т, масса возвращаемого ускорителя - 221 т. Конструкция была рассчитана на ударные нагрузки при падении ускорителя в океан. Оба варианта были отвергнуты.
Рассматривались другие проекты крылатых жидкостных ускорителей, разрабатываемых применительно к существующей схеме "Спейс Шаттла". На участке выведения предполагалось держать крылья и стабилизаторы в сложенном состоянии, с шарнирными узлами в корневой зоне аэродинамических поверхностей. Это делалось для того, чтобы вписаться в зону размещения твердотопливных ускорителей и свести к минимуму влияние на конструкцию космической системы, ее аэродинамические характеристики и на наземные устройства. Перед входом в атмосферу крылья и носовые стабилизаторы ускорителя раскрываются и занимают рабочее положение. Требуемая пространственная ориентация на этом участке полета обеспечивается двигателями реактивной системы управления. Скорость входа в атмосферу достаточно мала - 1500 м/с, поэтому нет необходимости в специальной тепловой защите конструкции. По мере достижения дозвуковой скорости ступень совершает разворот на 180 и осуществляет возвратное планирование на участке протяженностью около 46 км до высоты 2500 м, откуда начинается крейсерский полет жидкостного ускорителя к стартовой позиции с использованием двух турбовентиляторных воздушно-реактивных двигателей.
Предлагавшиеся полностью многоразовые ускорители для "Спейс Шаттла" в автоматическом режиме возвращаются на стартовую позицию и не требуют для своего спасения из океана специальных судов, устройств и личного персонала. Предполагалось использовать разработанную для крылатых ракет технологию автоматического наведения и управления полетом.
Перспективная ракета-носитель ALS проектировалась с учетом возможности повторного использования некоторых элементов конструкции, имеющих высокую стоимость, с целью обеспечения минимальных затрат и, соответственно, минимальную стоимость жизненного цикла транспортной системы. Маршевые двигатели и радиоэлектронные системы ракеты-носителя объединены в приборно-двигательный модуль Р/А. Стоимость маршевой двигательной установки составляет, как известно, значительную долю в общей стоимости носителя, как у всех существующих ракет.
В составе базового варианта ракеты-носителя ALS центральный блок с одним модулем Р/А и ускоритель с двумя модулями. Каждый приборно-двигательный модуль имеет три маршевых кислородно-водородных двигателя. Через несколько минут после старта ракеты-носителя происходит включение шести маршевых двигателей ускорителя первой ступени, после чего ускоритель отделяется от центрального блока. Затем выполняется отделение модулей Р/А от ускорителя: они продолжают полет по суборбитальной траектории и с небольшой скоростью входят в атмосферу, происходит торможение, раскрывается система парашютов и модуль осуществляет спуск на воду или сушу. При посадке на сушу применяются воздушные амортизационные мешки. В связи с тем, что конструкция модуля подвергается воздействию высоких температур, вход в атмосферу осуществляется запрограммировано носовой частью модуля, конструкция которой обеспечивает необходимую работоспособность.
Отделение модуля от центрального блока осуществляется после схода с орбиты центрального блока. Модуль отделяется и переводится в другую точку орбиты. В то время как центральный блок входит в атмосферу и разрушается, модуль из точки на орбите переводится в режим торможения, сходит с орбиты, входит в атмосферу носовой частью, а далее срабатывает система спасения, аналогичная находящейся на модуле первой ступени.
Представленный вариант конструкции модуля Р/А может быть применен не только в составе ракеты-носителя ALS, но и на других ракетах, например, "Шаттл-С", с целью возвращения на Землю дорогостоящих систем ракеты-носителя для их повторного штатного использования, а также на пилотируемых и грузовых возвращаемых аппаратах баллистического типа.
Самым радикальным направлением модернизации "Спейс Шаттла" и самым перспективным, по оценке НАСА, является замена применяющихся сейчас стартовых твердотопливных ускорителей жидкостными.
Изучалось несколько концепций жидкостных ступеней. С сентября 1987 г. по контракту НАСА фирмами "Дженерал Дайнэмикс" и "Мартин Мариетта" проводятся исследования в этом направлении. Был предложен проект, предусматривающий использование на "Спейс Шаттле" двух полностью многоразовых ускорителей, которые после выведения возвращаются к месту старта и совершают горизонтальную посадку на посадочную полосу. Отличительной чертой проекта является максимальное использование существующего оборудования "Спейс Шаттла". В частности, в качестве основной двигательной установки в жидкостной ступени применяется пять маршевых двигателей ССМИ "Спейс Шаттла" и используется шасси. Топливный бак идентичен топливному отсеку "челнока", стартовые жидкостные ускорители имеют складывающееся крыло.
Преимуществом проекта является относительно малая стоимость создания благодаря использованию в его конструкции большинства подсистем "Спейс Шаттла". Достоинством является новое качество ступени, связанное с гибкостью и безопасностью, в связи с тем, что имеется возможность регулирования тяги и выключения жидкостного двигателя в любое время.
Из-за уменьшения тепловых потоков и отсутствия ударных перегрузок на этапах полета ступень возвращается на Землю в неповрежденном виде.
Перед разработчиками аэрокосмических летательных аппаратов поставлены трудные задачи. Прежде всего, масса сухой конструкции летательного аппарата должна быть на четверть меньше массы, получающейся при современной технологии, рабочий ресурс должен превышать ресурс "Спейс Шаттла" в пять раз, удельная стоимость должна быть снижена в 10 раз.
Основными направлениями в решении этой проблемы, кроме разработки высокоэффективных маршевых двигателей, является создание перспективных материалов. Для нагреваемых в полете элементов конструкции и теплозащитных систем аэрокосмических летательных аппаратов используются суперсплавы и перспективные алюминиевые и титановые сплавы, композиционные материалы на полимерной матрице, на металлической матрице из алюминия и титана и углерод-углеродных композиционных материалов.
При создании системы наведения и управления полетом особое внимание уделено адаптивности в части обеспечения автоматизированного и активного управления полетом. Автоматический и постоянный контроль состояния бортовых систем и конструкции станет основой обеспечения безопасности.
Фирма "Дженерал дайнемикс" в США провела ряд интересных исследований в области многоразовых жидкостных ускорителей для "Спейс Шаттла". Жидкостной ускоритель обеспечивает больше возможностей по энергетике и по гибкости программы выхода из нештатных ситуаций в полете. Решалась задача целесообразности спасения ускорителя целиком или только маршевых двигателей. Фирма располагала результатами многих исследований по вопросу возвращения и приземления ускорителей в районе стартовой позиции, при этом за основу бралась схема, аналогичная возвращению на Землю современного орбитального корабля "Шаттл". Однако, по оценке фирмы, этот способ был связан с большими затратами на разработку. Чтобы совершить разворот и обратный полет, ускоритель должен иметь крылья, воздушно-реактивный двигатель (для гарантированного доведения ускорителя до посадочной площадки), посадочное шасси и другие связанные с этим средства. Затраты на разработку такого ускорителя превышали бы в 3-4 раза затраты на создание одноразового ускорителя. Этот вопрос, практически, становится главным в этом направлении поиска экономически эффективных систем.
В исследованиях фирмы показано, что наиболее приемлемые был бы вариант двигательной установки как агрегата, стоимость которого составляет больше половины стоимости всего жидкостнго ускорителя. Поэтому, учитывая сложность реализации спасения всей ступени, фирма рекомендует спасать и повторно использовать только двигательный модуль.
Расходы, связанные с разработкой и испытанием систем отделения модуля от ступени и его спасения, приводят к некоторому увеличению затрат на многоразовость. Масса системы спасения четырехдвигательного модуля составляет приблизительно 2,7 тонн, а масса самого модуля - около 19 т. Самым тяжелым элементом являются парашюты - 1,2 т. Эта дополнительная масса заставляет увеличить размеры ускорителя, что дает совокупное превышение массы, по сравнению с массой ускорителя с одноразовыми двигателями, на 23%. Средства спасения двигательного модуля составляют 14% от его массы, в том числе парашюты - 6,3%.
Следует отметить, что фирма считает сомнительной возможность установления точной разницы между двигателями, рассчитанными на один, четыре или двадцать полетов, и предполагает возможность увеличения затрат на разработку и изготовление двигателей с указанными выше особенностями на 10 % по сравнению с одноразовыми двигателями.
Наибольшая неопределенность связана с расходами на ремонт двигателей, по которому нет соответствующей статистики. Единственным многоразовым ускорителем является твердотопливный двигательный блок "Спейс Шаттла". По данным НАСА, стоимость восстановленного твердотопливного ускорителя составляет 42 % стоимости вновь изготовленного. Экономические сравнительные показатели одноразовых и многоразовых ускорителей со спасением двигательных модулей показывают, что выигрыш от многоразовости может проявиться ориентировочно после 50 полетов. Совершено очевидно, что решение по такого рода системам должно приниматься на базе более точных данных, особенно по затратам на ремонт и восстановление. Фирма рекомендует при разработке ускорителей вести поэтапное приближение к многоразовой конструкции по мере накопления информации о реальных данных на все виды затрат, связанных с многоразовостью конкретной конструкции.
Даже неполный обзор разработок ракетно-космических транспортных систем говорит о значимости сложившихся тенденций в их совершенствовании. Оценивается, что с созданием "Спейс Шаттла" и "Энергии-Бурана" сделан первый шаг в направлении многоразовых систем. Мир готовится сделать следующие шаги, потому что действие объективных законов стоимости и эффективности выведения полезных нагрузок на орбиту становится главным в превращении космоса еще в одну сферу полезной и рациональной деятельности человека.

Принципиально новый класс летательных аппаратов в виде экспериментального воздушно-космического самолета разрабатывался в КБ генеральных конструкторов А.Н.Туполева и В.Чепкина. Отечественная авиационная промышленность располагала научным и техническим заделом, позволяющим приступить к разработке этого аппарата. По оценке разработчиков, воздушно-космический самолет способен совершать 100-150 полетов в космос. Такой самолет, взлетая с обычного аэродрома, обеспечит регулярную доставку полезной нагрузки на околоземную орбиту, поддерживая нужную интенсивность полетов при существенно уменьшенной удельной стоимости доставки.
Авиационная наука и технология вплотную подошли к созданию двигателей для воздушно-космического самолета. Есть, по крайней мере, так говорят создатели этих систем, образцы необходимых жаропрочных материалов, проведены полеты самолетов на жидком водороде, проведены испытания гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей на скоростях выше скорости звука более, чем в семь раз. Такие предпосылки имеют ключевое значение для преодоления технического барьера, который стоит на пути создания гиперзвукового одноступенчатого многоразового воздушно-космического аппарата, способного выходить на орбиту после горизонтального старта и полета. Однако создание такого самолета, как подчеркивают разработчики, станет возможным только в результате получения исключительных революционных достижений в материаловедении, технологии, двигателестроении, приборостроении, широкого применения вычислительных комплексов на базе высших уровней электронной техники.
Фирма "Бритиш аэроспейс" и КБ им О.Антонова (Украина) проводили совместные исследования по оценке технической возможности и экономических аспектов использования варианта воздушно-космической системы "ХОТОЛ", запускаемого с тяжелого самолета-носителя Ан-225, в качестве экономичного средства доставки спутников на околоземные орбиты. Самолет-носитель "Мрия" сможет доставлять "ХОТОЛ" из Европы к экватору, после чего производить его запуск. После выведения спутника самолет может совершать посадку на подготовленном аэродроме. В случае получения обнадеживающих результатов предполагалось сделать этот проект международным и предложить полученный вариант в качестве перспективного для замены ракеты-носителя "Ариан-3", который, несомненно, может конкурировать с западно-германским проектом двухступенчатого воздушно-космического самолета "Зенгер". В составе маршевой двигательной установки предполагалось использовать четыре двигателя советского производства (Воронежское КБ "Химавтоматика"), разработанных на базе РД-0120.
На январь 1991 г. двигатель РД-0120 в восьмистах стендовых испытаниях наработал 165000 с. Это двигатель со ступенчатым регулированием степени расширения сопла. На малой высоте, до 15 км, двигатель работает со сложенным сопловым насадком. По мере набора высоты сопловой насадок выдвигается, и это позволяет избежать потерь тяги и удельного импульса. Двигатель замкнутой схемы с газогенератором, работающим с избытком горючего и производящим восстановительный турбогаз. Двигатель обеспечивает подачу горячего газа для наддува баков и механизма качания камеры сгорания, насадок сопловой неохлаждаемый - одноразовый. Масса по сравнению с американским двигателем ССМИ (SSME) меньше. По уровню удельного импульса в вакууме двигатель находится между усовершенствованным двигателем ССМИ и АТС-50, разрабатываемым для "Зенгера".
После четвертьвекового перерыва работы над аппаратом типа "Спирали" были возобновлены под руководством Г.Е.Лозино-Лозинского. Теперь этот проект назывался многоцелевой авиационно-космической системой аэродромного базирования, сокращенно "МАКС". Этот проект предусматривает использование самолета Ан-225 "Мрия" в качестве носителя. Орбитальный самолет-космоплан меньше и легче "Бурана". В беспилотном варианте "МАКС" выводит на околоземную орбиту 220 км груз весом 9,5 т, в пилотируемом, с экипажем из двух человек - немногим более 8 т. Двигатель космоплана трехкомпонентный. После отделения от самолета-носителя двигатель работает в режиме кислородно-керосинового с небольшой добавкой водорода, развивая максимальную тягу порядка 300 т. После выхода из атмосферы, где имеет значение удельная тяга, двигатель космоплана работает на смеси кислорода с водородом.
Топливный бак - единственный одноразовый компонент системы "МАКС". После полной выработки топлива бак сбрасывается. Бак, отделившись на суборбитальной траектории, на высоте около 200 км сгорает в атмосфере.
МАКС не требует стационарного космодрома и полей отчуждения, экваториальные орбиты, удобные для запуска стационарных спутников, достигаются самолетом-носителем, выводя космоплан на любую требуемую широту, вплоть до экватора.
Масса самого аэрокосмического минисамолета составляет всего 24 т, что примерно равно массе орбитального самолета "Гермес". Вся собранная система орбитального самолета со сбрасываемым топливным отсеком устанавливается на фюзеляже самолета "Мрия".
Разработчики этой системы считают, что расходы на разработку "МАКСа" окупятся за 4-5 лет, при этом предусматривалось от 50 до 100 полетов в год.
По структуре стоимость полета космического минисамолета состоит, во-первых, из затрат на подготовку полета, которые составляют 5,6% от общей суммы затрат и примерно поровну делятся между космическим самолетом и самолетом-носителем. Затраты на горючее составляют 1,3%, производство и эксплуатация - 1,7%, амортизационные расходы системы, в том числе производственные и эксплуатационные - 4%, затраты на расходуемые материалы - 10%; в сумме все эти виды затрат составляют 23,4%. Страхование - 12%. Расходы на разработку, отнесенные к одному полету составят 33,3%, планируемая прибыль - 6,7% от общей суммы.
Разработчики предусматривали применение воздушно-космического самолета для выведения полезных грузов на низкие орбиты и возвращения на Землю, для обслуживания орбитальных станций, сбора космического "мусора", ведения инспекции, в том числе под контролем ООН.
Результаты исследований позволяют утверждать, что из всех возможных многоразовых средств космической транспортировки требованиям коммерческого грузового потока наиболее полно удовлетворяют одноступенчатые крылатые космические самолеты. Одноступенчатый космический самолет захватывает воображение: решаются проблемы старта с любого современного аэропорта, всеазимутального полета, можно использовать любые траектории с глубоким маневром, не привязываясь к одной плоскости и одной орбите, образовывается традиционный промышленный цикл использования этой транспортной системы наряду с обычными самолетами.
Однако путь создания такого аэрокосмического самолета достаточно долог. Для реализации этой схемы требуется конструктивное совершенство более высокого порядка, чем нынешние достижения в технологии. По этим причинам выработалась программа поэтапного достижения таких характеристик. На первом этапе создается экспериментальный самолет, который дает возможность пройти путь к освоению гиперзвуковых полетов, техники и двигателей. Одновременно в этом варианте решается прикладная задача создания высокоскоростного авиационного транспорта, приближая такие системы к использованию не только в грузовом, но и пассажирском варианте. На втором этапе, который, видимо, начнется не раньше нового столетия, схема приобретет свой окончательный вид.
Но экономические требования, навязшие в зубах, выдвигаются уже сейчас, и достаточно остро. Какие же пути и дальнейшие шаги рациональны сегодня? Естественно, начатый путь создания одноступенчатого космического лайнера будет продолжен. Аэрокосмическая отрасль имеет все предпосылки к этому. Но в плане сегодняшней постановки и более скорой отдачи сложилось направление создания многоразовых систем на базе имеющихся уже современных разработок и реальных достижений технологии, которые должны дать нужный экономический эффект. Просматривался промежуточный этап между перспективной схемой одноступенчатого аэрокосмического самолета и существующими многоразовыми системами "Спейс Шаттл" и "Энергия-Буран".

Выгодна ли многоразовость? Для упрощения рассуждений представим себе для сравнения две ракетно-космические транспортные системы: одна - ракета-носитель, одноразовая, другая - многоразовая, обе грузоподъемностью 30 т. Понятие грузоподъемность у ракетчиков подразумевает массу полезного груза, выводимого на опорную орбиту. Стартовая масса многоразовой в два раза больше, чем одноразовой. Эти цифры взяты из реальных проектов, и все остальные условия для сравниваемых ракет одинаковы. Имеется в виду, что старт вертикальный, количество заправляемых компонентов пропорционально массе ракеты, производственные мощности и экспериментальная база специализированы, надежность ракетных систем принята на уровне 0,9. Отличие многоразовой ракеты в принципе связано с наличием на ее борту средств возврата всех элементов системы и с необходимостью выполнения определенного объема работ после посадки ракеты, связанных с восстановлением части элементов и систем, профилактикой и приведением в состояние готовности к пуску.
Для оценки примем, что жизненный цикл многоразовой ракеты составляет десять полетов. Для осуществления десяти уверенных пусков потребуется, исходя из принятой надежности, одиннадцать одноразовых ракет. При этом на низкой околоземной орбите окажется 300 т полезного груза. Многоразовая система в такой же операции потребует, с учетом расчетной надежности, две ракеты.
Если принять, то трудовые затраты на изготовление, сборку, профилактику и регламент пропорциональны массе ракеты, а это предположение подтверждается данными по реальным ракетным системам с определенной для экономических расчетов точностью, то количество ракет, необходимых для многоразовой системы, следует увеличить на 40 %. Эта величина соответствует среднему объему работ на восстановление ракеты к новому полету. Таким образом, многоразовых ракет должно быть 2,8. Если же привести эту цифру к одноразовым, следуя тому же принципу, необходимо ее увеличить в два раза, учитывая степень превышения массы многоразовой ракеты по сравнению с одноразовой. Итак, получаем, что необходимы затраты, соответствующие производству 5-6 одноразовых ракет. Значит, для выполнения программы запуска на орбиту одинаковой массы полезных грузов одноразовых ракет потребуется в два раза больше. После пяти-шести пусков одноразовые ракеты, по затратам на реализацию программы, уже не выгодны.

Сравнение одноразовых и многоразовых систем:



Укрупненная структура затрат на создание, эксплуатацию одноразовых и многоразовых систем позволяет выделить основные группы затрат: на создание системы в целом, которая включает в себя все виды работ от проектных изысканий до экспериментальной отработки созданной конструкции и наземного комплекса, изготовление ракетных транспортных систем, на программу полетов, эксплуатацию средств наземного обеспечения, обслуживание и ремонтно-восстановительные работы, на расход компонентов топлива и других материалов и, наконец, на отчуждение земель в районах падения отделяющихся отработанных ракетных блоков и агрегатов. Анализ этих затрат позволяет для выработки стратегии в оценке и сравнении затрат упростить структуру за счет исключения в обсуждении примерно равных затрат для обоих видов транспортных систем - одноразовых и многоразовых. Это касается группы затрат на эксплуатацию средств наземного обеспечения, которые составляют от 6,5 до 20 %, и на топливо и другие расходные компоненты от 3,5 до 5 %.
Затраты, связанные с разработкой ракет-носителей многоразового исполнения в 5-6 раз выше, чем одноразовых ракет, при прочих равных условиях. Имеется в виду, что полезная нагрузка, выносимая на опорную орбиту, одинаковая. Эта группа затрат является основной и составляет 33% от общей суммы затрат для многоразовой системы и, всего лишь, 4,5% для одноразовой системы.
Стоимость создания средств многоразового использования складывается из разработки авиационных средств возврата - крыльев, стабилизаторов, щитков, шасси, системы управления и приведения на посадку, теплозащитного и теплоизоляционного покрытия, которая составляет 19-20% от общей суммы. Изготовление конструкций и проведение наземной экспериментальной отработки и летных испытаний по стоимости весит от 13,7 до 20 %. Доработки ракетной части блоков, бортовых систем, подтверждение кратности применения блоков составляют по затратам около 10%. Доработка и дооснащение средств наземного обеспечения достигают 20%.
Следующая компонента в структуре затрат - оплата аренды или отчуждение земель под районы падения отделяющихся частей ракет-носителей, которая, в основном, относится только к одноразовым системам. Стоимость отчуждаемых полей падения определяется соответствующими законами правительства страны, на территории которой находятся эти зоны. По оценке, затраты на отчуждение превышают стоимость создания одноразовой системы в 3-4 раза. Эта, характерная для наших условий, компонента является весьма существенной, так как она приближает затраты на создание одноразовой системы к затратам на многоразовую.
Переход от одноразовых средств выведения тяжелых полезных нагрузок к многоразовым системам приводит к существенному сокращению объемов производства техники. Так, при использовании в одной космической программе двух альтернативных систем потребное количество блоков сокращается в 4-5 раз, корпусов центрального блока - в 50 раз, жидкостных двигателей для второй ступени - в 9 раз. Таким образом, экономия за счет сокращения объемов производства при использовании многоразовой ракеты-носителя примерно равна затратам на ее создание.
При расчете затрат на послеполетное обслуживание и ремонтно-восстановительные работы многоразовых систем были использованы имеющиеся фактические данные, полученные разработчиками в результате наземных стендовых и летных испытаний, а также эксплуатации планера орбитального корабля "Буран" с теплозащитным покрытием, самолетов дальней авиации, жидкостных двигателей многократного применения, типа РД-170 и РД-0120. По результатам исследований, затраты на обслуживание и послеполетный ремонт составляют менее 30% от затрат на изготовление новых ракетные блоков. При этом установлено, что увеличение стоимости послеполетного обслуживания и ремонтно-восстановительных работ на 20% приводит к снижению экономического эффекта в расчетной программе на 12%, а увеличение в два раза дает снижение эффекта на 30%. Общие затраты на реализацию программы с использованием многоразовой системы сравняются с затратами при использовании одноразового комплекса лишь при условии, что уровень стоимости послеполетного обслуживания по многоразовой системе возрастает относительно принятого уровня более чем в два раза.



Исследования показали, что использование одноразовых комплексов выгоднее многоразовой транспортной системы в программах с темпом запуска не более 5 пусков в год, при условии, что oтчуждение земель под поля падения отделяющихся частей будет временным, а не постоянным, с возможностью эвакуации населения, скота и техники из опасных районов.
Эта оговорка связана с тем, что стоимость отчуждения земель под падение ступеней и обтекателей никогда в расчетах не учитывалась, потому что до последнего времени потери, связанные с отторжением, или даже с временной эвакуацией, никогда не компенсировались и трудно считаемы. А они составляют существенную часть затрат на эксплуатацию ракетных систем. Зарубежные коллеги этих проблем не испытывают, потому что районы падений находятся в основном в акватории мирового океана. В этом плане отечественная ракетно-космическая техника почти устарела. Баллистические трассы стартующих ракет с любого космодрома проходят по территории собственной страны. Поэтому трезвая, достаточно глубокая оценка всех видов потерь, начиная от экологии до прямого нанесения ущерба, может оказаться решающим доводом в пользу "не падающих на землю" конструкций.
При масштабах программы от 75 и выше пусков за 15 лет преимуществом обладают многоразовые системы, причем экономический эффект от их использования возрастает с увеличением числа пусков.
Повышение конкурентных качеств многоразовой системы возможно за счет сокращения любой группы затрат, но наиболее очевидными являются затраты на обслуживание и послеполетный ремонт. Необходимость снижения затрат по этой группе подкрепляется настойчивым желанием разработчиков и эксплуатирующих организаций упростить процедуру профилактики до уровня обслуживания пассажирских самолетов. Но это влечет за собой увеличение стоимости разработки.
Специалисты, проводившие исследования в этой области, приходят к выводу, что все же решающей статьей расходов является стоимость разработки системы. Заявленная реальная или расчетная стоимость разработки многоразовой системы на фоне относительно небольших расходов на одноразовые системы уводит от восприятия будущих эксплуатационных преимуществ и экономических эффектов. Особенно неблагоприятно складывается оценка многоразовых систем, используя пример экономической неэффективности передовой системы "Спейс Шаттл" и системы "Буран". К сожалению, оценка такого рода глубоко не анализируется, но звучит убедительно и усваивается легко. Для квалифицированной оценки необходимо сравнение конкретных структур летательных комплексов. Распространение выводов по одной системе и обобщение до области всех возможных вариантов многоразовых транспорнто-космических систем - некорректно. Выделение средств на разработку поддается известному житейскому правилу: при нехватке ресурсов наиболее приемлемым вариантом становится тот, который запрашивает меньше средств на разработку. Вот почему для космического мира характерны непрерывные модификации существующих систем и чрезвычайно редки новые разработки. Есть у русских пословица: "Ленивый делает дважды, а скупой платит дважды".
Не менее парадоксальна еще одна сторона в оценке целесообразности ракет многоразового применения. Оказывается, производитель одноразовых систем просто прямой противник многоразовых - одноразовые носители создают для них устойчивое производство в течение длительного времени их применения.
В нашем представлении, развитие многоразовых систем зависит менее от технических проблем, чем oт эмоционально-психологических. Наше убеждение - следует преодолеть этот барьер. Не приходит же мысль использовать самолет только на один рейс или автомобиль на одну поездку. Почему же ракеты-носители выбрасываются в океан и разрушаются при падении на Землю?
Ракеты-носители своим рождением обязаны боевым ракетам, где вопрос многоразовости не возникал в принципе. Боевые ракеты проектировались на основе получения максимальной энергетической отдачи. На разработке боевых ракет росла та интеллектуальная сила, которая в настоящее время с большой инерцией перестраивается на рельсы неусложненного представления о ракетных транспортных системах. С другой стороны, действуют объективные законы космической механики и экономической эффективности.
Повторное использование требует повышенных начальных капиталовложений на величину затрат, связанных с разработкой и отработкой средств возврата, профилактики, восстановления, а также затрат на разработку космического ускорителя или ступени, способных претерпевать многократное нагружение и функционирование, например, двигательных установок многократного включения.
Вторая составляющая в балансе эффективности многоразовых систем - это вынужденные энергетические затраты ракетных систем на транспортировку органически с ними связанных конструкторских элементов, относящихся к средствам возврата, до достижения ракетой цели своего полета. Фактически масса средств возврата эквивалентна (по энергетическим затратам) массе полезной нагрузки, то есть дилемма многоразовости превращается в вопрос: или возвращаемая транспортная система, реализуемая за счет существенной части полезного груза, или полный полезный груз, но уничтожаемая ракета-носитель.
Вот совокупность проблем, решение которых не приводит к однозначному выводу об эффективности многоразовых систем. Но наличие бесчисленных вариантов спасения и возврата говорит о том, что космический мир находится на пути принятия более определенного решения в пользу многоразовости ракет-носителей, по крайней мере, используемых в коммерческих целях.