Variant "Энергия-2" or ГК-175

Any space-rocket transport system of reusable application in the structure, unlike a disposable rocket, carries{bears} obligatory means of maintenance of return from an orbit or trajectories of deducing{removing} into an orbit. These means make ощутимую a part of starting weight of the carrier{bearer} and in essence are pure{clean} power loss. For example, in execution{performance} as the disposable booster rocket - without the orbital ship and without a part of means of maintenance of landing{planting} to the Earth of blocks of the first step - can bear{take out} "Energia" into a basic orbit more than 100 т a payload. Under the same conditions, but with the orbital ship, in an orbit can be unloaded only 30 т, т. е. On 70 % it is less. These calculations, naturally, are primitive, but they show, what part of the power is spent with a booster rocket even in not completely reusable execution{performance}. However it is necessary and to specify, that means of maintenance of piloted flight of the ship, including system of safety in this case are carried to losses also and crew. Significant power losses of such integrated system on a special-purpose designation when functions of cargo and piloted transport are incorporated, entail its{her} high enough cost. Having left the purpose nevertheless creation of reusable system, we face a problem of optimum division of functions of a booster rocket on cargo and piloted.
Opinion from pages of our press{seal}. " In the USA this ship was created not under the program and as the end in itself, and is now used basically only for a conclusion to an orbit of space vehicles. But such problem{task} is expedient for solving by means of pilotless vehicles. Otherwise relative cost of delivery of cargoes in space increases due to necessity of simultaneous start of crew and system of its{his} life-support. This circumstance, great volume of procedural works, and the main thing - regular недогрузка "Shuttles", became the reason of sharp rise in price of space operations. Cost of a conclusion to an orbit of useful loadings of one kg has reached{achieved} 6-8 thousand dollars
The ships of a series " the Shuttle " cannot return the Space to the Earth and the artificial satellites which are being in high orbits. For this purpose it is required to create other, interorbital vehicle. And what for to repair them: on the Earth when it can be made in space. "Shuttle" has nothing to return from an orbit.
Дооснащение greater{big} objects it is possible to do{make} in working orbits or in special modules. There is nothing to carry therefrom втридорога. Is much more practical to direct means for perfection of the most space equipment. While our communication satellites work in 2-3 times less, than American. If to finish term of their service to five-ten years, communication{connection} at us would be unrecognizable...
The most effective, from the economic point of view, it is considered a mode of flight of the reusable ship such when the ship sends into an orbit completely loaded and loaded comes back to the Earth. Any недогрузка leads to increase of specific cost of space operations. Hence, design features of the ship should be defined{determined} by essence of the corresponding{meeting} space program. If it{she} is those, that and it is back necessary to deliver small weights of useful loadings present "Shuttle" appears superfluous if greater{big} it{he} can already be sufficient to an orbit. "
That - it is fair.

The tendency of allocation of piloted aerospace transports in an independent direction exists. Piloted operations should be connected only with delivery to an orbit of crew, with the purpose of maintenance of specific works in space - assembly, preventive maintenance, inspection of space orbital devices, management of expansion of space vehicles in an orbit, their preparations for return to the Earth, carrying out of scientific and research works, rescue of cosmonauts. That is approximately how it is carried out now in a composition of two rockets-carriers{-bearers} "Union" and "Proton". The piloted system should possess, alongside with a high degree of reliability, the main quality - absolute safety and an opportunity of return of crew from any point of a trajectory at occurrence of an emergency in flight. Has ripened necessity of development of strategy of piloted operations which should define{determine} a place and expediency of flights of greater{big} groups of pilots by one ship and with a cargo. Perhaps, to apply reliable piloted flying devices of type "taxi" more rationally and more effectively.
Division of space transport technics{technical equipment} on piloted and cargo is expedient and for liberation of a part of power of the carrier{bearer}. Management of flight and landing{planting} of cargo transport systems will be carried out in this case in an automatic mode.
In aircraft, from the moment of its{her} birth, management of flying devices was given the person. Gradually increased automatics, but the main character was crew. It is difficult to present itself flying in the plane without crew. It is possible with the autopilot, but nevertheless with crew. It is difficult to present itself even going in a train of the underground, the operated automatic device though to automate management of rail train - not a problem problem{task}. There are high-speed trains computer-controlled. There is any formidable barrier in psychology of the passenger - disbelief to the automatic device though to use the lift without accompanying have learned confidently. Rockets have appeared and live on automatic devices. But gradually, persistently, jealously in management the person gets...
The cargo space-rocket system, as well as piloted, assumes high reliability, optimum reservation, the minimal risk in performance of a target problem{task}. The system should include all advantages and advantages in operation and service of usual jet transport planes and plus to it{this}, to carry out all-weather start and landing{planting} in an automatic mode.
It is the first position of principle in the formulation of substantive provisions of the further development of reusable systems which is reduced to necessity of division of piloted and cargo vehicles.
The second position is connected with definition of a degree многоразовости. It is a question of that, to return a part of a design or completely transport system, naturally, on steps. Disposable systems demand, according to the definition, the organization of areas of falling of the steps used in flight, обтекателей space vehicles. The second steps of domestic rockets fall or in coastal zones, or in water area of ocean. Besides that the ocean gets littered, the expensive modern design with unique materials, electronic systems, impellent installations is lost. Steps, elements of rockets and the space vehicles, the fulfilled space vehicles remain in an orbit, their quantity{amount} grows. New attitudes{relations} to ecology of the Earth and a space unequivocally support necessity of creation of returned rocket-transport systems. The decision of a problem of ecology is to the full possible{probable} only the devices providing return by all of them of elements. In this plan the reusable system should be completely reusable. Such systems enable to provide and всеазимутальность deducing{removing} of payloads. The booster rocket with these properties gets quality аэрофлотовского transport. Means, the second principle многоразовости - full многоразовость.
But многоразовость is and power losses. In this connection there is a problem - to go by creation completely reusable one-stage or partially to compensate losses by multistage structure of the carrier{bearer}. Advantage of two-level transport system, in comparison with one-stage, it is possible to track{look after} on a number{line} of dependences from which the starting weight of an one-stage design follows, that, at a today's technological level, there will be more than twice more weights two-level. It is possible to lower starting weight of the one-stage carrier{bearer} to weight two-level provided that constructive perfection of one-stage system will raise{increase} twice in comparison with the level reached{achieved} for today. It means, that the new constructive materials, new technologies, unique engines, which as well as materials, should have characteristics in one and a half-two time the best, than now be required. But even if such levels of technical qualities of components of system will be reached{achieved}, nevertheless invariable energetically there is a multistage structure though the one-stage system is arrogant more favourably. Thus, the third starting position - multistage structure.
Well, and one of the main positions of development are optimum economic characteristics of system. We offer vertically стартующая two-level, with liquid engines, completely reusable space system with horizontal landing{planting} winged steps. Why vertically стартующая rocket reusable system, instead of it is horizontal стартующая aerospace with the propulsion jet engine?
First, liquid the engine is reliable, checked up and universal also its{his} characteristics do not depend on speed of flight. On the other hand, existing serial propulsion jet engines work up to М=3,5 (pre-production models turbojet - up to М=6), and creation of the hypersound propulsion jet engines working up to М=6-20, remains a stubborn problem.
Secondly, for an effective utilization of the propulsion jet engine horizontally стартующая the system at dispersal demands long flight in dense layers of an atmosphere that leads to greater, than at descent{release} from an orbit, to heating of the plane and, hence, necessity of acceptance of special measures on active cooling a glider.
Thirdly, long flight of aerospace system at dispersal at heights of 15-35 km (more than 10 minutes) is pernicious for озонного a layer of the Earth whereas vertically стартующие means "pierce" this layer for 30-40 with.
Why two-level system, instead of one-stage? On relative weight of a payload (the attitude{relation} of weight of a payload to starting weight) at start-up in east direction двух-and one-stage systems can be made even, if existing designs of rocket steps in the sum become easier not less, than on 30 %. It speaks that " Tsiolkovsky's effect " on отбросу weights in flight for two-level rockets decreases at simplification of designs. On the other hand, the scale factor of simplification of a design works in favour of one-stage rockets (it it is possible to explain on an example: the empty canister in capacity in 20 л is easier than two canisters on 10). In favour of one-stage systems aerodynamic resistance operates{works} also. Besides one-stage rockets for increase in power should be completed by three-componental engines. However even at equal relative weights one-stage systems are more sensitive to change of directions of start-up - the south, the north, the West. As achievement of 30 % of total simplification of a design is now a problematic problem{task}.
The huge scientific, industrially-technical and experimental potential of system " Energia " - "Buran" has created objective preconditions for the further development of development in our country of perspective reusable aerospace system. The first approach{approximation} a variant completely reusable space-rocket transport system on the basis of "Energia" - "Buran" is defined{determined} proceeding from following reasons.
The first step of "Energia" in structure of four blocks had parachute system of rescue in the project. The block And, having fulfilled program time for trajectories, in structure of параблока is separated from block TS. After a while параблоки share on independent blocks And and depart from each other. At an input{entrance} in an atmosphere works all over again brake, and then the preliminary cascade and the basic parachutes. By means of systems of maintenance of soft landing{planting} the block lands on амортизирующие racks. The block is resulted{brought} in a condition for transportation and moves by means of mobile means from a zone of landing{planting} to a zone of preventive maintenance and restoration. The structure of a complex of maintenance of returning of the block And multiefficient, therefore this system was not final as means многоразовости. That is why involved a variant of planning descent{release} on wings and landings{plantings} to a landing strip of "Buran". At the same time the variant of the block And, executed with a diameter equal to diameter of block TS was considered{examined}. The block And in this kind successfully replaced all four blocks.
Creation of the rescueed{saved} block And, equal in the sizes to block TS, is not so a challenge if the problem of return from an orbit in planning flight of the block of the second step as return of the first step it is essential easier at performance of the block under the similar winged scheme{plan} is solved because temperature modes of flight essentially below. The winged block And in the sizes of block TS could be carried out without thermal protection of that kind which was provided for the second step. The plan tempting, but its{his} performance depend on a condition of works on rescue of block TS. The direction of a concentration of researches in the field of creation of the large-sized winged second step developed on the basis of the central block of a booster rocket of "Energia" and the orbital ship "Buran", as the intermediate stage of increase многоразовости was accepted.
In view of stated the structure of system was assumed consisting of again developed reusable aerospace complex and ground means of preparation and carrying out of start-up, and also management of the flight, borrowed from system " Energia " - "Buran".
The carrier{bearer} of this project represents a two-level rocket, unmanned - a cargo variant with four blocks And as the first step and a winged second step as the first development cycle.


Variant of reusable rocket system GK-175 in structure of winged block TS and "usual" blocks And (from the LV of "Energia") in a starting configuration

On the block And engines with draft up to 850 т in the emptiness, working on regular components of fuel - liquid oxygen, hydrocarbonic fuel, at the second step - engines draft 230 т in the emptiness, working on fuel which components are liquid oxygen and liquid hydrogen are used. Engines are borrowed from a booster rocket of "Energia", they are subject to completions regarding maintenance многоразовости their uses and to some speeding up. Thus it was supposed, that modernization of these engines should create a reserve in increase of weight of a payload. To begin a stage it was supposed with available engines without change.

The ballistic scheme{plan} of deducing{removing} provides start of all engines from the Earth, flight for limits of an atmosphere, branch and descent{release} of the fulfilled blocks of the first step after decrease{reduction} in a high-speed pressure to value less than 130 kg on square m, deducing{removing} by mid-flight engines of the second step into an elliptic orbit with parameters 110/200 km, passive flight during 40 mines and довыведение into a circular orbit. Use of the ballistic scheme{plan} of flight of a rocket with довыведением on a final site for two-level systems enables to reach{achieve} optimum characteristics of a booster rocket and to increase weight of a payload by 8 %. Сход from an orbit it is provided by means of a brake impulse in size of 70 km/s, created with auxiliary impellent installation of a step. On an atmospheric site operated descent{release} and necessary maneuver are carried out by the aerodynamic means similar established{installed} on orbital ship "Buran". Further in an orbit there is a unloading of a space vehicle from the second step in space and carrying out of landing{planting} through one coil of stay in an orbit. In case of supernumerary flight the delay in addition on two coils with the subsequent landing{planting} a step to spare air stations is provided.
Researches of the basic design parameters, with reference to the stated ballistic scheme{plan}, have shown, that at increase in final weight of the second step due to installation of aerodynamic elements of landing{planting}, at preservation as the first step of four blocks And "Energia", optimization of a parity{ratio} of weights of steps is reached{achieved} at reduction of fuel filled in the second step on 220 т in comparison with a stock of fuel of block TS " Energia ". Simultaneously with it{this} decrease{reduction} in total draft of engines of the second step is required; in this connection for a winged step it is left three engines instead of four. At the second step auxiliary impellent installation for довыведения it{her} into a basic orbit on a site of deducing{removing}, the subsequent descent{release} from an orbit, management and stabilization on passive sites of flight is established{installed}. Высвобожденный at reduction of a stock of fuel the volume in 610 м3 is used for a compartment of a payload. At "Buran" - 350 м3. Completely collected step with a cargo compartment on dimensions is equivalent to block TS " Energia ". For use it is industrial-industrial equipment, experimental base and the ground complex, created for system " Energia " - "Buran", by development of a winged step its{her} diameter is kept equal to diameter of block TS. For realization of plane landing{planting} a step aviation means of "Buran" are established{installed}: a wing, vertical plumage, balancing щиток, the landing device, the chassis, a hydrocomplex and the equipment of management of aviation means of landing{planting}.


The second winged step the LV "Энергия-2"
The reusable block of the second step the LV of "Energia" - ГК-175
Winged block TS

Lead theoretical and experimental (on models in wind tunnels ЦАГИ) researches of aerodynamic characteristics of a step have shown, that at length of the order of 60 m and the accepted diameter of steps moving of the center of pressure at flight on hypersound and transonic speeds so considerably, that introduction of additional devices (for example, installation horizontal and vertical оперений in a nose of a part of the step, put forward on a transonic mode of flight), providing balancing of a step is necessary. As a result of researches various on relative length and aerodynamic configuration of variants of a step decisions at which satisfactory balancing characteristics are reached{achieved} without additional devices on all modes of flight are found.
The instrument compartment with onboard systems is placed in a forward part of a step, and a tank of an oxidizer above a tank of fuel - for maintenance of forward centering, position of a wing at a step also is chosen in view of maintenance of necessary centering and balancing characteristics.
The received aerodynamic configuration of a step is characterized by following parameters: the area covered 296 м2, scope of a wing of 26 m, стреловидность a wing on a forward edge 45 hailstones., specific loading on carrying{bearing} surface of 355 kg/¼2 (at "Buran"-up to 372). Aerodynamic quality on hypersound speeds 1,6 at corners of attack 18 hailstones. And 1-1,22 at corners of attack 40 hailstones., on subsonic speeds 2,5-5,0. Speed of a step at landing{planting} of 340 km/h, range of lateral maneuver of 1250 km. The maximal temperatures at landing{planting}, in degrees of Celsius: on носке cases and an edge of wings 1500, on наветренной surfaces of the case 1170, on a leeward surface of the case 180-300. Weight of a step during the moment of landing{planting} 100 т.
The power{force} scheme{plan} is constructed on a coaxial arrangement of a payload, консольно attached to the case of the second step, in its{her} top part, by means of a transitive compartment. Such arrangement of a compartment of a payload leads to disappearance of the twisting moment and reduction of concentration of pressure{voltage} in an environment of a tank of an oxidizer from units of fastening of blocks And and the bending moment.
The power{force} scheme{plan} of fastening of blocks And to the case of the second step is essentially similar to the power{force} scheme{plan} of fastening of blocks And on "Energia": the top belt{zone} of communication{connection} of blocks transfers{transmits} to the second step axial and cross-section loadings, the bottom belt{zone} of communication{connection} of blocks And transfers{transmits} twisting moment from параблочных communications{connections} of blocks And, and also cross-section loadings.
For reduction миделевого sections of the second step центроплан a wing it is placed within the limits of section of a fuselage, in its{his} bottom part.
Feature of the is constructive-power scheme{plan} of fastening of a wing to the case of the second step is presence, as basic power{force} element, powerful onboard нервюр the closed cross-section section. With their help planimetric fastening consoles of a wing to the case of a step is carried out. Onboard нервюры fasten to the case of capacity of fuel by means of system of units with a temperature outcome of a "hot" wing and the "cold" case, and to a tail compartment - it is rigid, transferring{transmitting} to it{him} loadings from consoles of a wing. In aggregate there is a transfer of loadings from force of frontal resistance, cross-section force and the bending moment.
Units for a temperature outcome structurally represent шарнирно the suspended arms which at temperature expansions of a tank turn and due to it{this} compensate linear deformations in longitudinal and radial directions.
The key decision was change of length of block TS in flight to execute aerodynamic requirements on dimensions of a step on a site of descent{release}. With this purpose after deducing{removing} into an orbit and a unloading of a payload обтекатель a payload approaches on a tank of an oxidizer owing to what the length of a step decreases about 60 m up to 44.
The decision about pulled обтекателе brings a number{line} of advantages, including improvement of centering characteristics of a step, necessity of dump head обтекателя in flight is excluded, the opportunity to divide{undresse} on a tank of an oxidizer теплоизоляцию and a heat-shielding covering is created.
The power{force} scheme{plan} of a compartment of a payload is chosen in the form of the supported environment of the closed cross-section section. For a unloading of a payload the forward bottom of a compartment opens turn on 90 ╟ concerning a cross-section axis, the compartment approaches on the case of a tank of an oxidizer, and the payload is pushed out.
For protection наветренной surfaces are considered{examined} two schemes{plans} of a heat-shielding covering: the first with неуносимым a reusable covering and the second with active system of cooling.
Under the first scheme{plan} the two-layer package consisting from top неуносимого of the temperature layer, representing карбонизированный fibreglass with a sheeting on the basis of thermoplastic glass, and bottom теплоизоляционного a layer representing semifixed волокнит, consisting of the high-temperature material reveted кремнеземнистой by a fabric is provided.
Under the second scheme{plan} the multilayered package including, besides two layers described in the first scheme{plan}, the bottom layer with the active system decaying with greater{big} эндоэффектом and providing the demanded heat-conducting path at long heating is provided. Fastening of a heat-shielding to the case of a step - mechanical.
As thermal protection of leeward surfaces of a step it is used semifixed волокнит ТЭМП-1.
On носке a compartment of a payload, on forward edges of wings and vertical plumage installation of a design from composite materials of type carbon - carbon is stipulated.
Mid-flight impellent installation of the second step supposes deep дросселирование on draft. Engines are established{installed} in кардановых подвесах repeated use.
Auxiliary impellent installation provides use of 12 liquid engines of the small draft working on components oxygen-kerosene, with вытеснительной submission of fuel, and oxygen gets from the basic fuel tank of a step.
Simultaneously with it{this} studies on creation of the auxiliary impellent installation working on components of fuel oxygen-hydrogen were spent. Thus the problem{task} was put to use the rests of components of fuel of mid-flight impellent installation as a working body.
The logic of functioning of reusable system in settlement situations on an active site of flight provides following operations, by way of decrease{reduction} in a priority:
- Deducing{Removing} into a settlement orbit with full performance of the program of start-up;
- Deducing{Removing} on одновитковую a trajectory with branch of a payload in an orbit and the subsequent landing{planting} of a step to a landing complex in area of start;
- Dump of a payload on a trajectory of flight of the second step at a high-speed pressure up to 1-3 kg/¼2 and the longitudinal overload 0,3-0,4 received due to deep дросселирования of engines of the second step with the subsequent returning of a step on a landing complex.
The logic of functioning of system in supernumerary situations differs from logic of "Buran". For the clear reasons landing{planting} to the numerous air stations of an emergency landing located along a line of flight is not provided, and the system of an emergency landing with observance of a principle of the least damage is developed.
The probability of occurrence of such situations, at enough high reliability of system, is rather small.
As have shown studies, horizontal flights of test of the second step are expedient for leading with use of plane " Мрия ". Questions of rise of a step on height of 7-8 km with the subsequent dump in independent flight are worked. The method of mathematical modelling, with use of bank of aerodynamic data, certain dynamic characteristics of a sheaf from the plane and steps in joint flight, processes of division in view of an interference of each of products and landing{planting} of a step on глиссаде, a step similar to regular flight. By results of calculations requirements on installation of a step by the plane, on interaction of control systems of the plane and a step in joint flight are certain and at division.
The operational experience on space-rocket system ' "-" the Buran " has shown Energia, that creation completely reusable system close to a real embodiment.
At the initial stage of designing three variants of aerodynamic configuration of "winged" block TS with the area of consoles of a wing 180 м2 - to similarly "Buran", 250 м2 - on geometry similar to "Buran" and 300 м2 - with greater стреловидностью, an equal 60 hailstones have been considered{examined}., and inflow. Aerodynamic characteristics for these layout schemes{plans} at hypersound and supersonic speeds up to М=4 were defined{determined} by calculation with use of program module " Энергия-2 " of a package of applied programs "Height" of development НПО of "Energia", and at moderate speeds М=4,0-4,1 the complex of programs "Compass" of development ЦАГИ was used. Calculations have shown the good coordination with experiment and the data received for "Buran". At an initial stage of work it was completely not obvious, how to such long cylindrical case with a wing what block TS is, it is possible to solve problems{tasks} of balancing, stability and controllability on a hypersound at greater{big} corners of attack--35-40 a hailstones. At supersonic speeds and on a site of transonic and landing modes of flight.
One of the primary goals of a preliminary stage was also consideration of an opportunity of creation of a technological heat-shielding with comprehensible weight characteristics and the "tiled" heat-shielding deprived lack - labour inputs of manufacturing and the big cost, peculiar to "Buran" and " the Space to the Shuttle ". For expansion of a class of used heat-shielding materials, at formation of conditions of movement on a site of descent{release}, restrictions on temperature of a surface of a cylindrical part of the case - no more than 1170 hailstones were entered. With.
Design studies which were conducted{ordered} in parallel, specified that the weight of the returned block including aviation means of landing{planting}, is close to weight of a spacecraft "Buran". During search of the rational layout aerodynamic scheme{plan} it has been shown, that for maintenance of the set modes on temperature, lateral maneuver, глиссаде and speeds of landing{planting} at descent{release} it is possible to be limited to the area of consoles of the wings, close to those, than "Buran" has.
In this connection in the further updatings geometry of winged block TS the principle of the maximal loan of aviation means of "Buran" has been incorporated. Consoles of a wing, элевоны, Kiel and other elements Here concern.
However, as have shown calculations and experiments, for the set centerings practically it has appeared impossible to provide balancing modes in the longitudinal channel on a hypersound, трансзвуке and at landing{planting}. The conclusion about necessity of reduction of lengthening of the case and increase of efficiency щитка arose. Difficulties which have arisen with travelling stability for the long case at supersonic speeds, also have appeared practically insuperable. The decision of a problem{task} became simpler with reduction of lengthening of the case.
The variant of winged block TS of changeable length when on a site of deducing{removing} lengthening makes 7,6, and at descent{release} from an orbit head обтекатель "is rolled" on a cylindrical part, and the block is shortened approximately up to 5,7. The decision of a problem{task} in the field of aerodynamics in this connection was narrowed.
Researches of aerodynamic characteristics were conducted{ordered} for a wide class of forms and geometry носовых parts, at a various arrangement and заклинении a wing on the cylindrical case, for various variations of the area of inflow, the form and geometry of a wing with the purpose of reception comprehensible моментных characteristics at transition from a hypersound to трансзвуку and maintenance of conditions of landing{planting}. For the decision of travelling stability, alongside with trailer washers on wings, some variants of Kiel, including Kiel of "Buran" with the air brake, established{installed} on the stabilizer were considered{examined}.
Calculations of aerodynamic characteristics were accompanied by experimental researches in wind tunnels ЦДГИ on models (scale 1:200) in a range of numbers М=0,6-10. The chosen variant of configuration was investigated{researched} on model of scale 1:50 in a range of numbers М=0,4-4. Here under the wide program efficiency of controls was investigated{researched} also: элевонов, щитка, Kiel and an air brake.
It is necessary to note, that in the longitudinal channel at operational corners of attack in all range of numbers of M elevating force, aerodynamic quality and моментные characteristics of the considered{examined} layout scheme{plan} correspond{meet} to requirements of stability and controllability. Моментные characteristics on prelanding and landing modes are close to linear on a corner of attack, efficiency of controls thus has appeared not worse, than for "Buran", and щитка - even in 1,5-2 times above. This efficiency has been reached{achieved} due to corresponding{meeting} geometry of a tail part of the case. The vertical plumage with the air brake, corresponding{meeting} in the sizes to plumage of the "Buran", put on an adapter of the stabilizer and developed{unwrapped} on a smaller corner стреловидности, provides quite admissible characteristics on a roll and in the lateral channel. The rudder of a direction and an air brake do not concede by efficiency to controls " Burans ".
Thus, results of researches have shown, that aerodynamic characteristics of a winged second step of a booster rocket of "Energia" with changeable length of the case, with consoles of a wing, vertical plumage and aerodynamic controls, except for щитка, borrowed from "Buran", formation of a trajectory, stability and controllability on all sites of descent{release} from an orbit, including landing{planting} meet the requirements. The analysis of heat exchange and a heat-shielding under such scheme{plan} has shown, that the condition теплонагружения is not worse than a design, and relative density of a heat-shielding a little below, than for "Buran". The expediency of works on realization of such project where the aviation means of "Buran" mastered by the industry almost are to the full used, has proved to be true.
Simultaneously results of design development have shown, that weight of the useful loading which were put into an orbit of the satellite for a variant of the carrier{bearer} with winged block TS, at starting weight 2300 т, approximately in 1,5 times there is more than weight of useful loading, выносимой with application of "Buran" or " the Space of the Shuttle ". Unlike schemes{plans} of "Buran" and " the Space of the Shuttle " where, in one case, the second step with engines and a unique control system entirely disposable, in other the fuel tank disposable, in the considered{examined} project from an orbit comes back all second step. Обтекатель it is not dumped{reset} in an orbit. In an orbit nothing remains, except for a space vehicle.
The second stage of approach{approximation} of "Energia" to completely reusable system has been connected with search of more effective means of rescue of rocket blocks And.
In reusable space system " Energia " - "Buran" it is accepted, as it was spoken earlier, the реактивно-parachute scheme{plan} of rescue of blocks of the first step. In comparison with " the Space the Shuttle ", means of rescue of the first step more complex{difficult} and labour-consuming, that is connected with necessity of landing{planting} to a land, instead of in ocean.
With the advent of a variant of "Energy-th" at проектантов there was an idea of development of the winged block And. In this connection it was expedient to develop by way of unification the winged block And, comprehensible for "Energia" and "Energy-th". Thus, the rescueed{saved} block And предстал in the form of the single block of an existing design.



Reusable block " And "

Have been carried out researches by definition of an opportunity of creation of the reusable block And with the carrying{bearing} surfaces providing its{his} flight in an atmosphere " on plane " and landing{planting} to air station of a starting complex, various types of carrying{bearing} surfaces are considered{examined}: from lattices up to wings of the big and small lengthening. In the greatest measure to a task in view updating of the block with a rotary wing of the big lengthening and rotary plumage satisfies. Their configuration is chosen so that, on the one hand, to not render essential influence on characteristics of blocks at their work in "package" in structure of the carrier{bearer} and, with another, - to provide on subsonic speed at completely developed{unwrapped} wing very high level of aerodynamic quality (till 17-19) and high carrying{bearing} ability of a design at landing{planting} without use of mechanization of a wing.


The reusable block of the first step of "Energia" - ГК-175

The modified block And represents свободонесущий a monoplane with the top arrangement of a wing. The overall dimension центроплана a wing in a zone of rotary units does not exceed 6 m (from a condition of accommodation of the block in "package" in structure of the carrier{bearer}). The V-shaped plumage develops in starting position along a longitudinal axis of the block and is fixed by locks on центроплане a wing. The basic racks the chassis develop in обтекатели, established{installed} on the block. The propulsion jet engine can be established{installed} on пилоне, in area of the center of weights of the block, or inside of special обтекателя in a nose of a part of the block. Thus the frontal air inlet has small dimensions, the order of one calibre, the exhaust channel is executed in the form of missing tunnels. Inside носового обтекателя the fuel tank with the kerosene, executed in the form of тора is located. In the developed{unwrapped} position the wing has lengthening 15 and narrowing 1,5. In configuration of a wing it is applied высоконесущий a structure with relative thickness of 17 %. With the purpose of reduction of the bending moment in root section of a wing and, means, improvements of weight feedback it is applied geometrical крутка trailer sections, with a corner закрутки 6 hailstones. The greatest size of aerodynamic quality is reached{achieved} at significant size of factor of elevating force (0,7) for М=0,25.
The basic settlement case нагружения for a wing is " flight in restless air ", for plumage - " flight in a hypersound mode ". The factor of safety for all cases нагружения independent flight of the block is accepted equal 1,3. Optimization of a design of a wing and plumage was spent with use of program REBWJN realizing process of search of a minimum of criterion function of total weight of the top panels of a caisson and it{him} нервюр at presence of restrictions in the form of equality - conditions of durability at static нагружении and inequalities - is constructive-technological restrictions on the sizes of elements a method покоординатного descent{release}. Two basic types of constructional materials of a wing and plumage are considered{examined}:
- Panels, нервюры, longerons are made{produced} of a composite material on the basis of углеволокна type КМУ-8;
- Basic elements of a caisson are made{produced}, mainly, from алюминиево-литиевого an alloy of type 01450.
Use for plumage of composite material КМУ-8 reduces weight of a design of a wing on 16 %.


The problem of returning of blocks to a place of start is a complex{difficult} technical problem{task} as after расцепки they make ballistic flight by extent up to 300 km at the height exceeding 80 km. Management of a trajectory of flight of the block probably only after its{his} input{entrance} in dense layers of an atmosphere, at heights less than 30 km. Thus corners of an inclination of a trajectory make 25-30 hailstones., that leads to greater{big} sizes of a high-speed pressure. In this connection at the first stage of an input{entrance} in dense layers of an atmosphere small values of a corner of a roll are used to make a trajectory of more flat, and after passage of peak of a high-speed pressure the intensive turn to a place of start, with greater{big} corners of a roll and elevating force begins. On subsonic modes of flight flight is necessary for indemnification of significant removal{distance} from a place of start with high aerodynamic quality.

The scheme{plan} of returning of the reusable block of the first step

The trajectory of returning consists of three basic parts:
- The site of flight at greater{big} heights (more) at presence of small aerodynamic forces - this site can be named than 50 km a ballistic phase;
- A site of a turn of the block in a direction to a place of landing{planting} at which there is a sharp decrease{reduction} in speed and heights;
- The site of planning in a direction to a place of landing{planting} at speed with number of M is less than unit.
Duration of the first site at speed of 1630 km/s, height makes of 54 km 170 with. For this time the block leaves from start (air station of landing{planting}) on 270 km. This removal{distance} increases in the second phase of a trajectory, reaching{achieving} 310 km. It is necessary to compensate it{him} on the third site of subsonic flight with high aerodynamic quality.
After performance of a turn at the rate the block makes flight in a mode of stabilization of the maximal aerodynamic quality at height of 18 km at М=1,1, and with reduction of number of M up to 0,75 for simplification of disclosing of wings of the big lengthening makes maneuver of type "hill" with an output{exit} on small corners of attack.
The trajectory of returning at height can be presented of 13 km consisting of three sites: квазистационарного planning with height from 13 up to 5 km, horizontal flight at height of 5 km (М=0,42) and planning from this height. Потребный the charge of fuel in view of a head wind makes 1200 kg.
The wide range of change of modes of flight demands much of a contour of maintenance of stability and controllability which should provide high quality of management on speed of system, on the greatest possible outcome of channels and демпфированию. The Same requirements are shown to system of a supply with information, in particular, to air-speed parameters.
The block has the perfect{absolute} information system, allowing to define{determine} current values of air aerodynamic corners, speed of flight concerning the air environment, height of flight, a high-speed pressure and number of M. a computer Available onboard at known parameters of system has an opportunity of algebraic calculation on final parities{ratio} of the signals close to derivatives of corners of attack, sliding and a high-speed roll which are used at construction of algorithms. The similar approach was used in a control system of the orbital ship " the Space the Shuttle ". The structure of a contour of maintenance of stability and controllability on the longitudinal channel in all considered{examined} range of numbers of M and the lateral channel on modes of prelanding maneuvering (М=0,25-0,7 - the wing is spread out) can be constructed under the normal plane scheme{plan} on principles of division of forms of movement with high quality of the working off, set command values of a corner of attack and a corner of a roll. The structure of a contour of the lateral channel on modes of flight with the combined wing (М=0,8) at presence in the lateral channel of one compartment of management (a rudder of management) is constructed under the turned scheme{plan} on the basis of property of return reaction of a roll on a deviation{rejection} of body of cross-section management of a booster rocket.
Thus, carried out researches have shown an opportunity of realization of the aerodynamic scheme{plan} of the block And with a sliding wing of the big lengthening providing very high level of aerodynamic quality (17-19) on mode of subsonic flight and carrying{bearing} properties of a wing on landing{planting} without use of mechanization.
Accommodation of means of returning on the block And is as much as possible coordinated to the existing is constructive-power scheme{plan} of the block, and manufacturing of basic elements of means of returning of a wing and plumage is based on the technology reached{achieved} to this time.
Works on research роторных the systems, used as the brake device, were spent to the USA, and France with 1950 By results of these researches it was marked{celebrated} England, that in the weight attitude{relation} роторная the system of landing{planting} can compete with parachute. As an example it is possible to result{bring} results of comparison of weight characteristics of the various systems providing safe decrease{reduction} of the first missile stage. From considered{examined} four systems such the first - braking in an atmosphere, an involvement of parachutes, rocket engines of soft landing{planting}; the second - braking in an atmosphere, parachutes and gas pillows of soft landing{planting}; the third - braking by an atmosphere, propulsion jet engines; the fourth - роторная system. The weight of means of a landing makes accordingly 10; 13,4; 25,4; 10 % from weight of the first step at full burning out of fuel, and weight of system of landing{planting} - 2,9; 3,9; 7,3; 2,9 % from weight of useful loading. It is visible, that роторная the system on weight feedback is not worse any another.
Feature offered by the Kazan aviation institute роторной systems of landing{planting} is use of the flexible blade turned off in a roll. The carrying{bearing} system on the basis of the flexible blade works the same as and carrying{bearing} роторный the screw with rigid blades. At use of the impellent installations located on the ends of blades, роторная the system can выполнятъ functions of the carrying{bearing} screw of the helicopter, allowing to maneuver without loss of height and to provide exact "soft" landing{planting}.
Results of estimations of opportunities of use роторных systems have shown, that they can provide returning of space vehicles and steps to the Earth. By means of роторного devices on all trajectory of descent{release} of a space vehicle it is possible to carry out braking and stabilization of the device, to change over a wide range factor of frontal resistance, to carry out planning descent{release} with use of aerodynamic quality, to carry out maneuvers at landing{planting} and to provide speed close to zero during the moment of contact with the Earth. Change of resistance of the flying device at descent{release} can be made by change конусности and a corner of a wave of blades, and change of elevating force - by change of a corner of attack of a plane of rotation of a rotor. The rotor can be applied with the lowered device of any form as the most part of elevating force will be created by a rotor, instead of the device.
Advantage of application роторной systems for descent{release}, in comparison with ballistic descent{release} and descent{release} by means of the hypersound planning device with the fixed wing, is the least increase (due to means of returning) weights at identical ability of lateral planning up to 1400 km. Роторная the system on weight is less крыльевой in 3-5 times.
The project роторной systems of braking and the landing{planting} intended for the first step of booster rocket "Био-Стрик", has been developed by French firm " ª¿Óáóý«¡-ñ«Óá¡ ". The first step of this rocket is separated at height about 80 km, having reached{achieved} speed М=15. By calculations it is required двухлопастной a rotor in diameter of 24,4 m, which blades (a chord 1) are executed from heat resisting alloys. At rocket firing the blade there are in parallel surfaces of the case of a step. Disclosing of a rotor occurs{happens} before an input{entrance} in an atmosphere, and at the initial stage of descent{release} when speed changes a little, almost completely opened blades of a rotor serve as means of stabilization. Duration of flight of the flying device on a hypersound site of a trajectory makes 60-70 with. Thus, speed decreases up to 720 km/s at height of 36 km. Key parameters reach{achieve} the maximal values at height of the order of 47 km. By this moment the corner конусности blades decreases so, that the rotor completely gets under a shock wave departing from the case of the lowered device. After an output{exit} for transsonic speeds decrease{reduction} on a mode "ветрячка" which passes in a mode of the established{installed} autorotation begins. In process of descent{release} of the flying device orientation of the case of a rocket in relation to набегающему to a stream - engines forward varies, that guarantees to it{her} greater{big} stability. Landing{planting} of a step can be carried out (automatically or at management from the Earth) is direct on special транспортировщик. The increase in weight of a step due to роторной systems makes 7-8 %.
The mode of an input{entrance} in an atmosphere is characterized by necessity of absorption of the big kinetic Energia due to aerodynamic braking. This mode practically differs nothing from an operating mode of the block with крыльевой system of return. The chain of processes of orientation of the block before an input{entrance} in an atmosphere, orientation is carried out at flight in an atmosphere with braking due to an aerodynamic surface of the block. Flight in the bottom layers of an atmosphere begins from a point where temperature influence набегающего a stream ceases to play an essential role. After preliminary stabilization from the case trailer stabilizers with zero concerning a longitudinal axis of a rocket corners of installation are issued in a stream. Thus the step gets additional stability of movement in an axial stream. Further there is a symmetric deviation{rejection} of stabilizers up to settlement corners of installation. Набегающий the stream untwists a rotor till settlement speeds of rotation. At achievement of angular speed of the rotation providing steady work of the blade, there is a smooth release of blades in a stream. At this stage reorganization of a rotor on a mode of the established{installed} rotation and transition of a step to planning flight is carried out.
At a transsonic mode of flight of the lowered device the rotor works as a brake, keeping greater{big} speed of rotation. The mode of the established{installed} self-rotation - autorotation begins at achievement by the lowered device of speed of 25-30 km/s. Feature of this mode are constants speed of rotation and draft of a rotor. This mode optimum for operated flight. Changing a cyclic step of the carrying{bearing} screw, it is possible to change a direction of flight and to provide a conclusion of the flying device in preset area.
In a mode of a landing two variants of reduction of vertical speed are possible{probable}. At sharp increase in corners of installation of the blade it is possible to increase draft of a rotor in 2-2,5 times due to use of own kinetic Energia of rotation. The effect refers to "undermining" the screw. This way does not demand additional energy sources, but concedes to an impellent way on accuracy of a landing and quality of landing{planting}. Hence, it{he} puts forward additional requirements to systems of fixation of a step in vertical position. The mode of impellent landing{planting} which begins after a conclusion of the flying device in preset area deenergizing of impellent installations is possible{probable}. Feature of this way is the wide range of change of speed of landing{planting} both on size, and in a direction, down to lag above an airfield.
The blade роторной systems of landing{planting} with trailer stabilizers and engines has rectangular to the plan the form, a constant chord and thickness; it{she} flexible enough for turning on a drum{reel}. Rigidity of the blade in a stream is provided with presence on the end of the concentrated weight in the form of the rigid stabilizer or the trailer engines intended for use at a stage of a landing or finishing up to a point of landing{planting}. All six blades are consistently reeled up on the drum{reel}, combined with an axis of rotation. This variant of configuration is represented to the most rational and allows to place compactly роторную system in a head compartment of the lowered device.
In system роторной landings{plantings} are included devices of release of blades into a stream, the mechanism of tap{removal} обтекателя, control systems of a rotor, cyclic step, the general{common} step and impellent installations.
At weight of the lowered device in 60 т the radius of the blade is equal 25 m, quantity{amount} of blades 6, a chord of the blade of 1 m, weight of a trailer cargo-stabilizer of 488 kg, draft of trailer engines of the blade 2,37 т, total weight роторной systems 4,8 т.
In parallel with creation of winged steps of a booster rocket "Энергия-2" the program of the further modernization of engines RD-170 and РД-0120 was developed. Their basic direction has been connected, first, with increase of reliability and, secondly, increase in draft and improvement of specific characteristics. By results of preliminary studies it was clear, that engine RD-170 had reserves of increase of characteristics, but insignificant: no more than 1-2 %, therefore developers of the engine had been offered the program of resolute changes of some part of a design. The modernized engine has received an index 14Д20. But realization of this program conducted to significant expenses. Modernization of hydrogen engine RD-0120 had этапность: increase of reliability due to the completions increasing its{his} resource that coincided with the program of repeated application of block TS though at the first stage of this program it was provided to change engines on their real condition. Without special completions speeding up of the engine on 11 % was reached{achieved}. It was entered сопловой sliding nozzles which gave increase of specific draft in vacuum. The final variant of modernization had an index 14Д12.
In case of application of the modernized engines 14Д12 in 14Д20 the reusable rocket "Энергия-2" bore{took out} into a basic orbit 40 т a payload. Various combinations of engines to a different degree of modernization miscalculated. For example, the engine 14ДУ20 with РД-0120 with сопловым насадком gave 34 т a payload in an orbit, a variant 14Д20 with РД-0120 with насадком and speeding up on 11 % - 36,5 т, 14Д20 with РД-0120 without any changes gave 31,5 т. If to not alter керосиновый engine RD-170 and to apply it{him} in a composition with РД-0120 at small modernization by speeding up on 11 % and сопловым насадком, выносимый into an orbit the cargo made 34 т. For a basis for the first stage of realization of winged block TS we had been accepted a variant of a composition of impellent installation of the carrier{bearer} on the basis of engines RD-170 and РД-0120 without any changes.
Thus, two extreme positions: one - full modernization of both engines - gave 40 т, another - without modernization, on existing engines - 29 т. And on one position which played a main role in definition of cost of development of winged system, it is necessary to pay attention - a combination of the engine of first step РД-170 without changes and the hydrogen engine of the second step 14Д12 with full modernization. This composition allowed to have 37 т a payload in an orbit.
Control system it was planned to apply completely from "Buran", but with development, naturally, a new software.
Thus, the shape of the space-rocket transport system created on the basis of a complex of "Energia" - "Buran", as a result of the lead researches and studies of various variants of aerospace systems - one-stage and two-level, with vertical start and horizontal rise, with парашютно-jet system of return and rescue and plane landing{planting} - was defined{determined}. The greatest массово-power efficiency multistage structures with vertical start and horizontal landing{planting} of all steps with returning to air station of a starting complex possess. Such system, in connection with that it{she} is created in view of use of already turned out reserve and on the basis of perfection of space-rocket system " Energia " - "Buran", with application of existing constructional materials, onboard control systems and the mastered liquid rocket engines, could be created without essential expenses of resources. As design studies, a problem{task} of transformation of central block " Energia " in the winged second step, capable to reach{achieve} have shown orbits with delivery of a payload, to carry out planning descent{release} in an atmosphere and landing{planting} to air station of a starting complex, is quite real and осуществимой in rather short terms, with the minimal technical risk. At realization of this scheme{plan} " engineering sweat " would be spent, basically, on creation центроплана winged block TS.



ГК-175
Reusable rocket system GK-175 with winged blocks And in a starting configuration

Purge of models in wind tunnels has shown, that such winged step possesses comprehensible carrying{bearing} properties and balancing characteristics in a wide range of speeds - from a subsonic mode of flight till the speeds corresponding{meeting} hypersound and transonic levels. Linearity of the basic моментных characteristics is expressed even more, than at "Buran".



On the essence the developed scheme{plan} is between created system " Energia " - "Buran" and the perspective project of the one-stage space plane. This scheme{plan}, according to проектантов, enables to lower on the order cost of a conclusion to an orbit of a payload.
In the further on the basis of the fulfilled winged reusable second step replacement (as already the third stage of approach{approximation} completely reusable system) four lateral blocks of the first step by one identical, to be exact, almost a copy of the second step was planned.
The first step will be actually mirror display of the second. Them will distinguish only four powerful engines RD-170 in a tail compartment of the first step and absence of a heat-shielding.
The package of two equal steps on dimensions represents a simple composition of the blocks jointed on planes of wings. This composition has allowed a push to have to an estimation of necessity two different engines at the first and second steps. One step is a sheaf oxygen-керосиновых the engines, the second - a sheaf oxygen-hydrogen. The expediency of application of the three-componental engines working in a mode of the first step on oxygen and kerosene, and in a mode of the second step - on oxygen and hydrogen has been established{installed}. Such engine - РД-701 - already was developed at that time. The variant of rationalization of use impellent связок is a further opportunity of partial indemnification of the losses connected with application of means of returning of steps. Three-componental engines were developed in КБ "Энергомаш" and "Химавтоматика" in Voronezh.
Проектанты estimated{appreciated} cost of development of winged system of the first stage in 600-650 million rbl. (in the prices 1987), that made in addition 4-5 % to the general{common} expenses for creation of "Energia" and "Buran".
At a stage of examination of projects V.I.Bagno's Technical center has carried out research of questions of influence многоразовости the transport space-rocket systems created on the basis of "Energia" and "Buran", on technical and economic efficiency of the program of deducing{removing} of payloads. The estimation of the program with use of a complex of the disposable carrier{bearer} and "Энергии-2" with a reusable second step which are considered{examined} in a complete set with disposable was spent and reusable winged разгонными A.Raschet's by blocks of technical and economic parameters was spent in view of cost alienated under fields of falling of the grounds. At calculation of expenses on послеполетное service materials of operation of the orbital ship, planes of distant aircraft, engines of repeated application of type РД-170, ССМИ were used. Proceeding from the accepted scheme{plan} of the first stage winged "Энергии-2", applications of reusable blocks And in the scheme{plan} of "Energy-th" and practical similarity of these blocks, in comparative calculations they enter at cost of an aviation part also identical.
It is established{installed}, that transition from disposable means of deducing{removing} of heavy useful loadings to reusable transport systems leads to essential reduction of volumes of manufacture of technics{technical equipment}. The economy due to reduction of volumes of manufacture is approximately equal to expenses for creation of reusable system. The period in 15 years was considered{examined}. Application of disposable complexes favourably in the programs providing no more of five start-up in year. Advantage of reusable system brings the economic benefit increasing with a gradient 6,5 billion rbl. on one start-up. And use of reusable blocks And in a combination to winged block TS in structure of "Энергии-2" becomes favourable at rate of start-up more than 4 in a year while the same blocks in structure " Energy-th " with disposable block TS bring insignificant benefit.
The general{common} expenses for realization of the program with use of reusable system will be made even to expenses at use of disposable system only on condition that the level of cost of repair work-regenerative and послеполетного service will increase in 2,7 times concerning the proved level.
The basic components of expenses for reusable system are: creation of system on an aviation principle of return from an orbit and a trajectory (33,3 % from the general{common} expenses); operation and repair (about 28 %); manufacturing of an equipment in connection with многоразовостью (only 32 %, manufacturing of rockets in disposable system borrows{occupies} volume more than 56 %); alienation of the grounds (up to 19 %) at approximately equal costs of operation of means of ground maintenance. Creation of a disposable complex makes only 4,5 % from the general{common} expenses for reusable system.
The engineering note on the reusable system, executed in the initiative order, has been dispatched{delivered} in all to administrative organization in March, 1987 Under the order established{installed} by the government, the offer on expediency of development of any technical direction is made out by primary technical documentation which under the form is a signal about an opportunity of creation of new technics{technical equipment}, and in essence it is full enough, fulfilled project, enabling to judge the importance of presented "application" for domestic technics{technical equipment}. Following step официализации the application{statement} the organization-developer should present results of the studies in the form of the technical offer. Па this stage the potential customer who in the subsequent actions acts already together with the developer - not as the author but as the prepared opponent should be defined{determined}.
The decision of the Military-industrial commission Presidium of Ministerial council in December, 1987 a number{line} of the design organizations undertook to develop technical offers on creation on the basis of a complex of "Energia" - "Buran" of reusable aerospace system. Many leading organizations of the Ministry of the general{common} mechanical engineering and the aviation industry have been connected to this work. Thus has actually developed, that directions in development coincided with the currents which have formed in the space world. Projects of horizontal rise and landing{planting} of type НАСП, projects of vertical rise and planning landing{planting}, space flying devices, стартующие from heavy planes, and other kinds of space transport systems were developed.
Development of the technical offer on creation on the basis of system " Energia " - "Buran" completely a reusable complex with a winged second step and research of questions of creation of a winged first step of the big weight has been included by the same decision in the Program of research works in maintenance of creation of aerospace systems. To works in this direction, including to ours, the government had been opened{open} "gate". It was original approval of offers which enabled to finance researches and studies of this direction. The customer - Management of the chief of space means - has approved{confirmed} the technical project on development of the technical offer in March, 1988 the same month проектанты have developed substantive provisions of the technical offer.
So-called " Substantive provisions of the technical offer " is as a matter of fact the technical project to the adjacent specialized design organizations. This document gave a technical image of a complex prospective to creation, stipulating specificity of its{his} essence and setting requirements necessary for this development to systems entering into it{him} and subsystems. These positions concerned{touched} the basic head developers of a control system, engines, a ground complex and other means. Deeper work of the head adjacent organizations begins with these "positions".
In May, 1988 the State commission has approved{confirmed} cooperation of coauthors and has established{installed} term of release of technical offers - December, 1988 In August of the same year Presidium of Scientific and technical advice{council} Minobshchemasha has approved the concept of creation of reusable system and has warned about necessity of end of development of the technical offer in this direction in the term established{installed} by State commission. In November development of the technical offer by all cooperation of developers has been completed. In January, 1989 Advice{Council} of the main designers on which the technical offer has been approved has been lead and recommendations on carrying out of the further works are given out. In February, 1989 have developed the schedule of release of materials of the outline sketch, the project of the decision of State commission, the decision of Scientific and technical advice{council} of the ministry and have directed to Central administrative board. The structure of materials on completion of separate sections of the technical offer has been developed.
On the outline sketch the Engineering note on reusable system of the second stage under the contract with Central administrative board of the ministry was supposed to let out{release} substantive provisions in May, 1989 should was be the System of contracts with Central administrative board is executed in September, 1989 took root for the first time in it{this} to year. The contract provided also some financing of spent works. The first contract with Central administrative board about performance of works on reusable aerospace system has been signed in January 1989 г Completion of the technical offer on reusable system of the first and second stages as realization of remarks and decisions of Advice{Council} of the main designers, should be carried out in December, 1989 the Outline sketch planned by Advice{Council} to release in 1990
Under the established{installed} order, the order of minister published still{even} in 1984, projects of decisions, schedules of performance of works should be coordinated{agreeed} with all executors and are presented to the ministry for generalization and the subsequent "final" representation in the Military-industrial commission for formation of the decision. Understanding importance of official registration of papers for the beginning works, we have agreed with the device of the commission about overlapping preparation of the decision with the coordination of documents with accessory manufacturers to accelerate process.
However, despite of it would seem " the prepared detour " this position, in three weeks the ministry has returned projects of documents. Besides now the central administrative board considered{counted} expedient to consider{examine} materials of technical offers on reusable system on Interdepartmental scientific and technical advice{council} on coordination of research and experimental works in maintenance of creation of aerospace system. Sending of the project of the decision, under the got{started} scheme{plan}, was possible{probable} only through the ministry. As a result, the project should be forwarded to the commission, passing the ministry and to begin the working coordination under the form though there was a decision of Advice{Council} of the main designers which, actually, has coordinated{agreeed} it{him} and it has been signed by all.
In March, 1989 scientific and technical advice{council} NPO " Energia " has decided to continue design works on reusable aerospace system GK-175 during which the system effectiveness in addition proved, the program of target use, потребное financing and a realizability of works. The decision on carrying out of the further works was supposed to be accepted by results of consideration of the outline sketch. The presidium of scientific and technical advice{council} Minobshchemasha in March, 1989 has charged to present materials on creation of reusable system for examination of the Interdepartmental commission under G.P.Svishcheva's presidency.
The central institute of mechanical engineering (Y.A.Mozzhorin) has given out the conclusion in which has noted, that " a developed direction of development of the transport systems, decrease{reduction} in specific cost of deducing{removing} of a payload setting as the purpose, unloading of capacities, maintenance всеазимутальности and increase of efficiency of starts on the basis of completely reusable use of an equipment in April, is perspective and corresponds{meets} to the tendency of development of space-rocket technics{technical equipment}.
The aspiration deserves support at an outset of new system to maximal use of elements and a reserve created on system " Energia " - "Buran", with the purpose of reduction of expenses, reductions of terms and decrease{reductions} in technical risk. The institute agrees with conclusions of developers, that the two-level complex of vertical start on the basis of winged steps with the liquid engines, carrying out returning and horizontal landing{planting} in area of the start, put in a basis of reusable system GK-175 of the second stage, is the most rational principle of construction perspective completely reusable transport space system of a heavy class.
Study of the specified problems is expedient for leading at a level of outline designing of reusable system of the first stage. In parallel with development of the outline sketch of system of the first stage it is necessary to let out{release} the technical offer on reusable system of the second stage, and also possible{probable} alternative variants of system on technological and element base of "Energia" - "Buran", including partially reusable systems with a winged first step ". So the branch leader of space programs has concluded.
The institute of Management of the chief of space means of the Ministry of Defence in the conclusion which it{he} has given out in June, has taken of a similar position, including, that settlement values of characteristics of reusable system are really achievable and it is necessary to let out{release} addition to the technical offer on reusable system, including the technical offer on system of the second stage.
Examination of Interdepartmental scientific and technical advice{council} in May, 1989 has come to conclusion, that system GK-175 developed on the basis of a reserve on system " Energia " - "Buran", can be considered{examined} as one of possible{probable} variants of perspective transport system of a heavy class with vertical start. The further study of system with release of the outline sketch of the first stage of a reusable complex and the technical offer on the second stage with a winged reusable first step has been recognized expedient. Advice{council} has decided to recommend to continue development of the outline sketch on the first stage of system GK-175 and technical offers on the second stage with a winged first step. Interdepartmental advice{council} was headed by academician G.P.Svishchev, director ЦАГИ. Recommendations of this advice{council} prepared for the military-industrial commission before planned session of Advice{Council} of defense.
In May Advice{Council} of defense regarding works in this direction 1989 on representation of the Ministry of the general{common} mechanical engineering and other ministries has obliged the state commission of Ministerial council on military-industrial questions by the end to establish{install} the order in carrying out of the further works on perspective reusable space systems, including aerospace and aerospace planes, reusable winged rocket blocks of system " Энергая " - "Buran". Then the project has been directed on the conclusion on validity of the technical and economic parameters presented by the technical offer to the Technical center, V.I.Bagno, scientific research institute of economy Минавиапрома, A.S.Isaevu, Institute of the Ministry of Defence, E.V.Alekseevu, and other organizations.
The center had been gave out the conclusion in June, 1989 Is established{installed}, that cost of creation of reusable system GK-175 of the first stage, including capital investments, makes 1,18-1,5 billion rbl. the Top border corresponds{meets} to a variant of possible{probable} loss of the second step in flights tests and manufacturing of the new sample. Cost of deducing{removing} of unit of a payload - 572-782 roubles for kg, at total intensity of 6-20 start-up in a year. Thus it was supposed, that works on creation of reusable blocks of the first step, modernization of engines of second step РД-0120, including maintenance of its{his} tenfold application, development разгонного block " Tornado ", are financed within the limits of the program of perfection of characteristics of "Energia" - "Buran" and "Buran-Ô".
The ministry did not surrender, and the decision of scientific and technical advice{council} in the middle of July, 1989 has defined{determined}: works to spend within the limits of research and experimental programs before creation of a sufficient scientific and technical reserve and allocation of necessary financing. Financing was not allocated.
The size потребных expenses for developmental works on ГК-175, specified in the technical offer, was below certain in this conclusion on 540-860 million rbl. basically due to distinctions in estimation of cost of works on aviation systems (on 320 million rbl.) and a control system (on 140 million rbl.). At the same time it was represented, that to cost of works on creation of aviation means, control systems have been overestimated and should be in addition specified.
By this time economic center Минобщемаша "Agate" as the appendage of an administrative personnel of the ministry, has formulated new figures of expenses for creation ГК-175. "Agate" approved{confirmed}, that expenses for creation of such system will make not less than 4,6 billion rbl. so essential distinction in estimations of cost is defined{determined}, on an explanation of organizations Минобщемаша, that cost of some large works on modernization of engines RD-170 and РД-0120 is carried on the program of "Energia" - "Buran". The Central institute of mechanical engineering Минобщемаша has joined this statement.
The reserve guards was entered, struggle has moved to area of иллюзионно-economic tricks. Persistently ignoring materials of the project where it is shown, that the modernized engines of the first and second steps are necessary at achievement of the maximal carrying capacity, till 40-50 т, and at use of existing engines without changes carrying capacity will be not below 30-35 т, in the calculations they pawn cost of modernization as cost of new development of engines, that is is equal it is so much, how many they "have pulled" on expenses for ten years of development of "Energia". The logic is not present - one purpose, and the purpose, probably, justifies means.
The aspiration to receive carrying capacity above 30 т was only because a number{line} of the organizations of an aviation direction approved{confirmed}, that ГК-175 will not pull also five tons. It is not surprising: in the environment of developers extreme statements were from any party{side}. These statements were used by "rulers of destinies" of development as considered it necessary.
Despite of the conclusions of the neutral organizations, cost of development ГК-175 now it was estimated{appreciated} "потолочной" by figure of "Agate".
The project of reusable system GK-175 collectives проектантов developed V.N.Lakeeva, V.P.Klippy, A.N.Babintseva, Y.A.Mikheeva, I.I.Ivanova and A.G.Reshetina.

In addition it is necessary to notice, that project ГК-175 or "Энергия-2" did not incorporate the operating time connected with use of this winged system for piloted flights. Developers believed, as it earlier was stated, that the reusable system was under construction on the basis of maintenance not only due economic efficiency, but achievement of a high level of reliability and safety. In this sense the piloted variant essentially did not differ from base, cargo. On preliminary studies in a piloted variant application of a cabin-module was supposed. The separated and rescueed{saved} cabin with crew, with all means of maintenance of these functions enables to carry out its{her} return from any point of a trajectory of flight "Энергии-2". On it the essential part of power of a rocket was allocated{removed}.
In the project it was provided to use a cabin-module in unusual to space vehicles quality - as a cabin of the crew which is carrying out перегон of winged block TS from a manufacturer on the cosmodrome or upside-down air by. The matter is that the planning winged block allows the same as also "Buran" to carry out flight of plane type with rise and landing{planting} in a piloted mode, at equipment by its{his} jet engines.
It was necessary to confirm these properties of winged block TS the further development... Similar development, with application of a separated cabin, were conducted{ordered} and in the USA.

Original version of the text

Вариант "Энергия-2" или ГК-175

Любая ракетно-космическая транспортная система многоразового применения в своей структуре, в отличие от одноразовой ракеты, несет обязательные средства обеспечения возврата с орбиты или траектории выведения на орбиту. Эти средства составляют ощутимую часть стартовой массы носителя и по существу являются чистой энергетической потерей. Например, "Энергия" в исполнении как одноразовая ракета-носитель - без орбитального корабля и без части средств обеспечения посадки на Землю блоков первой ступени - может выносить на опорную орбиту более 100 т полезного груза. При тех же условиях, но с орбитальным кораблем, на орбите может быть выгружено только 30 т, т. е. на 70 % меньше. Эти расчеты, естественно, примитивны, но они показывают, какую часть своей энергетики тратит ракета-носитель даже в не полностью многоразовом исполнении. Однако следует и уточнить, что к потерям в данном случае отнесены и средства обеспечения пилотируемого полета корабля, в том числе системы безопасности и сам экипаж. Значительные энергетические потери такой интегрированной системы по целевому назначению, когда объединены функции грузового и пилотируемого транспорта, влекут за собой достаточно высокую ее стоимость. Оставив целью все же создание многоразовой системы, мы сталкиваемся с проблемой оптимального разделения функций ракеты-носителя на грузовые и пилотируемые.
Мнение со страниц нашей печати. "В США этот корабль создавался не под программу, а как самоцель, и сейчас используется в основном лишь для вывода на орбиту космических аппаратов. Но такую задачу целесообразно решать с помощью беспилотных транспортных средств. В противном случае относительная стоимость доставки грузов в космос возрастает за счет необходимости одновременного запуска экипажа и системы его жизнеобеспечения. Это обстоятельство, большой объем регламентных работ, а главное - систематическая недогрузка "Шаттлов", стали причиной резкого удорожания космических операций. Стоимости вывода на орбиту одного килограмм полезных нагрузок достигла 6-8 тыс. долл.
Корабли серии "Спейс Шаттл" не могут возвращать на Землю и искусственные спутники, находящиеся на высоких орбитах. Для этого требуется создать другое, межорбитальное транспортное средство. Да и зачем ремонтировать их: на Земле, когда это можно сделать в космосе. "Шаттлу" нечего возвращать с орбиты.
Дооснащение больших объектов можно делать на рабочих орбитах или в специальных модулях. Нечего оттуда возить втридорога. Гораздо практичнее направить средства на совершенствование самой космической аппаратуры. Пока наши спутники связи работают в 2-3 раза меньше, чем американские. Если бы довести срок их службы до пяти-десяти лет, связь у нас была бы неузнаваемой...
Наиболее эффективным, с экономической точки зрения, режимом полета многоразового корабля считается такой, когда корабль отправляется на орбиту полностью загруженным и загруженным же возвращается на Землю. Любая недогрузка приводит к повышению удельной стоимости космических операций. Следовательно, конструктивные особенности корабля должны определяться сущностью соответствующей космической программы. Если она такова, что на орбиту и обратно нужно доставлять малые массы полезных нагрузок, то нынешний "Шаттл" оказывается избыточным, если большие, то он уже может быть достаточным."
Что же - справедливо.

Тенденция выделения пилотируемых воздушно-космических транспортов в самостоятельное направление существует. Пилотируемые операции должны быть связаны только с доставкой на орбиту экипажа, с целью обеспечения специфичных работ в космосе - сборки, профилактики, инспектирования космических орбитальных аппаратов, управления развертыванием космических аппаратов на орбите, подготовки их к возврату на Землю, проведения научных и исследовательских работ, спасения космонавтов. То есть примерно так, как это осуществляется сейчас в композиции двух ракет-носителей "Союз" и "Протон". Пилотируемая система должна обладать, наряду с высокой степенью надежности, главным качеством - абсолютной безопасностью и возможностью возврата экипажа из любой точки траектории при возникновении аварийной ситуации в полете. Назрела необходимость разработки стратегии пилотируемых операций, которая должна определить место и целесообразность полетов больших групп пилотов на одном корабле и с грузом. Может быть, рациональнее и эффективнее применять надежные пилотируемые летательные аппараты типа "такси".
Разделение космической транспортной техники на пилотируемые и грузовые целесообразно и для высвобождения части энергетики носителя. Управление полетом и посадкой грузовых транспортных систем в этом случае будет осуществляться в автоматическом режиме.
В авиации, с момента ее рождения, управление летательными аппаратами отдавалось человеку. Постепенно наращивали автоматику, но главным действующим лицом был экипаж. Трудно представить себя летящим в самолете без экипажа. Можно с автопилотом, но все же с экипажем. Трудно представить себя даже едущим в поезде метро, управляемым автоматом, хотя автоматизировать управление рельсовым поездом - не проблемная задача. Есть же скоростные поезда с автоматическим управлением. Существует какой-то труднопреодолимый барьер в психологии пассажира - неверие к автомату, хотя пользоваться лифтом без сопровождающих научились уверенно. Ракеты появились и живут на автоматах. Но постепенно, настойчиво, ревниво в управление проникает человек...
Грузовая ракетно-космическая система, как и пилотируемая, предполагает высокую надежность, оптимальное резервирование, минимальный риск в выполнении целевой задачи. Система должна включать в себя все достоинства и преимущества в эксплуатации и обслуживании обычных реактивных транспортных самолетов и плюс к этому, осуществлять всепогодный старт и посадку в автоматическом режиме.
Это - первая принципиальная позиция в формулировке основных положений дальнейшей разработки многоразовых систем, которая сводится к необходимости разделения пилотируемых и грузовых транспортных средств.
Вторая позиция связана с определением степени многоразовости. Речь идет о том, возвращать часть конструкции или полностью транспортную систему, естественно, по ступеням. Одноразовые системы требуют, соответственно своему определению, организации районов падения использованных в полете ступеней, обтекателей космических аппаратов. Вторые ступени отечественных ракет падают или в прибрежные зоны, или в акваторию океана. Кроме того, что засоряется океан, теряется дорогостоящая современная конструкция с уникальными материалами, электронными системами, двигательными установками. Ступени, элементы ракет и космических аппаратов, отработавшие космические аппараты остаются на орбите, количество их растет. Новые отношения к экологии Земли и космического пространства однозначно подкрепляют необходимость создания возвращаемых ракетно-транспортных систем. Решение проблемы экологии в полной мере возможно только аппаратами, обеспечивающими возврат всех их элементов. В этом плане многоразовая система должна быть полностью многоразовой. Такого рода системы дают возможность обеспечить и всеазимутальность выведения полезных грузов. Ракета-носитель с этими свойствами приобретает качество аэрофлотовского транспорта. Значит, второй принцип многоразовости - полная многоразовость.
Но многоразовость - это и энергетические потери. В этой связи возникает проблема - идти путем создания полностью многоразовой одноступенчатой или частично компенсировать потери многоступенчатой структурой носителя. Преимущество двухступенчатой транспортной системы, по сравнению с одноступенчатой, можно проследить по ряду зависимостей, из которых следует, что стартовая масса одноступенчатой конструкции, при сегодняшнем уровне технологии, будет более чем в два раза больше массы двухступенчатой. Можно снизить стартовую массу одноступенчатого носителя до массы двухступенчатого при условии, что конструктивное совершенство одноступенчатой системы повысится в два раза по сравнению с достигнутым на сегодня уровнем. Это значит, что потребуются новые конструктивные материалы, новые технологии, уникальные двигатели, которые, так же как и материалы, должны будут иметь характеристики в полтора-два раза лучшие, чем сейчас. Но если даже и будут достигнуты такие уровни технических качеств компонентов системы, все же неизменно энергетически выгодней остается многоступенчатая структура, хотя одноступенчатая система амбициозна. Таким образом, третье исходное положение - многоступенчатая структура.
Ну, и одно из главных положений разработки - это оптимальные экономические характеристики системы. Нами предложена вертикально стартующая двухступенчатая, с жидкостными двигателями, полностью многоразовая космическая система с горизонтальной посадкой крылатых ступеней. Почему вертикально стартующая ракетная многоразовая система, а не горизонтально стартующая воздушно-космическая с воздушно-реактивным двигателем?
Во-первых, жидкостной двигатель надежен, проверен и универсален и его характеристики не зависят от скорости полета. С другой стороны, существующие серийные воздушно-реактивные двигатели работают до М=3,5 (опытные образцы турбореактивных - до М=6), а создание гиперзвуковых воздушно-реактивных двигателей, работающих до М=6-20, остается трудноразрешимой проблемой.
Во-вторых, для эффективного использования воздушно-реактивного двигателя горизонтально стартующая система при разгоне требует длительного полета в плотных слоях атмосферы, что приводит к большему, чем при спуске с орбиты, нагреву самолета и, следовательно, необходимости принятия специальных мер по активному охлаждению планера.
В-третьих, длительный полет воздушно-космической системы при разгоне на высотах 15-35 км (более 10 мин.) губителен для озонного слоя Земли, тогда как вертикально стартующие средства этот слой "пронзают" за 30-40 с.
Почему двухступенчатая система, а не одноступенчатая? По относительной массе полезного груза (отношение массы полезного груза к стартовой массе) при пусках в восточном направлении двух- и одноступенчатые системы могут сравняться, если существующие конструкции ракетных ступеней в сумме станут легче не менее, чем на 30%. Это объясняется тем, что "эффект Циолковского" по отбросу масс в полете для двухступенчатых ракет снижается при облегчении конструкций. С другой стороны, масштабный фактор облегчения конструкции работает в пользу одноступенчатых ракет (это можно объяснить на примере: пустая канистра емкостью в 20 л легче двух канистр по 10 л). В пользу одноступенчатых систем действует и аэродинамическое сопротивление. Кроме того, одноступенчатые ракеты для увеличения энергетики должны быть укомплектованы трехкомпонентными двигателями. Однако даже при равных относительных массах одноступенчатые системы более чувствительны к изменению направлений пусков - юг, север, запад. Тем более что достижение 30% суммарного облегчения конструкции является в настоящее время проблематичной задачей.
Огромный научный, промышленно-технический и экспериментальный потенциал системы "Энергия"-"Буран" создал объективные предпосылки для дальнейшего развития разработки в нашей стране перспективной многоразовой воздушно-космической системы. Первое приближение к варианту полностью многоразовой ракетно-космической транспортной системы на основе "Энергии"-"Бурана" определяется исходя из следующих соображений.
Первая ступень "Энергии" в составе четырех блоков имела в проекте парашютную систему спасения. Блок А, отработав программное время на траектории, в составе параблока отделяется от блока Ц. Через некоторое время параблоки делятся на самостоятельные блоки А и отходят друг от друга. При входе в атмосферу срабатывает сначала тормозной, а затем предварительный каскад и основные парашюты. С помощью систем обеспечения мягкой посадки блок приземляется на амортизирующие стойки. Блок приводится в состояние для транспортировки и перемещается с помощью передвижных средств из зоны посадки в зону профилактики и восстановления. Структура комплекса обеспечения возвращения блока А многодельная, поэтому эта система не была окончательной как средство многоразовости. Вот почему привлекал вариант планирующего спуска на крыльях и посадки на посадочную полосу "Бурана". В то же время рассматривался вариант блока А, выполненного с диаметром, равным диаметру блока Ц. Блок А в этом виде удачно заменял все четыре блока.
Создание спасаемого блока А, равного по размерам блоку Ц, является не столь сложной задачей, если решается проблема возврата с орбиты в планирующем полете блока второй ступени, так как возврат первой ступени существенна проще при выполнении блока по аналогичной крылатой схеме за счет того, что температурные режимы полета существенно ниже. Крылатый блок А в размерах блока Ц мог выполняться без тепловой защиты того вида, который предусматривался для второй ступени. План заманчивый, но его выполнение зависело от состояния работ по спасению блока Ц. Было принято направление сосредоточения исследований в области создания крупногабаритной крылатой второй ступени, разрабатываемой на базе центрального блока ракеты-носителя "Энергия" и орбитального корабля "Буран", как промежуточный этап повышения многоразовости.
С учетом изложенного состав системы предполагался состоящим из вновь разрабатываемого многоразового воздушно-космического комплекса и наземных средств подготовки и проведения пуска, а также управления полетом, заимствованных от системы "Энергия" - "Буран".
Носитель этого проекта представляет собой двухступенчатую ракету, непилотируемую - грузового варианта с четырьмя блоками А в качестве первой ступени и крылатой второй ступенью в качестве первого этапа разработки.


Вариант многоразовой ракетной системы ГК-175 в составе крылатого блока Ц и "обычных" блоков А (от РН "Энергия") в стартовой конфигурации

На блоке А используются двигатели с тягой до 850 т в пустоте, работающие на штатных компонентах топлива - жидкий кислород, углеводородное горючее, на второй ступени - двигатели тягой 230 т в пустоте, работающие на топливе, компонентами которого являются жидкий кислород и жидкий водород. Двигатели заимствованы с ракеты-носителя "Энергия", они подвержены доработкам в части обеспечения многоразовости их использования и некоторому форсированию. При этом предполагалось, что модернизация этих двигателей должна была создать резерв в повышении массы полезного груза. Начинать же этап предполагалось с имеющимися двигателями без изменения.

Баллистической схемой выведения предусматривается запуск всех двигателей с Земли, полет за пределы атмосферы, отделение и спуск отработавших блоков первой ступени после снижения скоростного напора до значения менее 130 кг на квадратный м, выведение маршевыми двигателями второй ступени на эллиптическую орбиту с параметрами 110/200 км, пассивный полет в течение 40 мин и довыведение на круговую орбиту. Использование баллистической схемы полета ракеты с довыведением на конечном участке для двухступенчатых систем дает возможность достичь оптимальных характеристик ракеты-носителя и увеличить массу полезного груза на 8%. Сход с орбиты обеспечивается с помощью тормозного импульса величиной 70 м/с, создаваемого вспомогательной двигательной установкой ступени. На атмосферном участке управляемый спуск и необходимый маневр осуществляются аэродинамическими средствами, аналогичными установленным на орбитальном корабле "Буран". Далее на орбите происходит выгрузка космического аппарата из второй ступени в космосе и проведение посадки через один виток пребывания на орбите. В случае нештатного полета обеспечивается задержка дополнительно на два витка с последующей посадкой ступени на запасные аэродромы.
Исследования основных проектных параметров, применительно к изложенной баллистической схеме, показали, что при увеличении конечной массы второй ступени за счет установки аэродинамических элементов посадки, при сохранении в качестве первой ступени четырех блоков А "Энергии", оптимизация соотношения масс ступеней достигается при уменьшении заправляемого во второй ступени топлива на 220 т по сравнению с запасом топлива блока Ц "Энергия". Одновременно с этим требуется снижение суммарной тяги двигателей второй ступени; в связи с чем для крылатой ступени оставляется три двигателя вместо четырех. На второй ступени устанавливается вспомогательная двигательная установка для довыведения ее на опорную орбиту на участке выведения, последующего спуска с орбиты, управления и стабилизации на пассивных участках полета. Высвобожденный при уменьшении запаса топлива объем в 610 м3 используется для отсека полезного груза. У "Бурана" - 350 м3. Полностью собранная ступень с грузовым отсеком по габаритам эквивалентна блоку Ц "Энергии". Для использования производственно-технологической оснастки, экспериментальной базы и наземного комплекса, созданных для системы "Энергия"-"Буран", при разработке крылатой ступени ее диаметр сохраняется равным диаметру блока Ц. Для осуществления самолетной посадки ступени устанавливаются авиационные средства "Бурана": крыло, вертикальное оперение, балансировочный щиток, посадочное устройство, шасси, гидрокомплекс и аппаратура управления авиационными средствами посадки.


Вторая крылатая ступень РН "Энергия-2"
Многоразовый блок второй ступени РН "Энергия" - ГК-175
крылатый блок Ц

Проведенные теоретические и экспериментальные (на моделях в аэродинамических трубах ЦАГИ) исследования аэродинамических характеристик ступени показали, что при длине порядка 60 м и принятом диаметре ступеней перемещение центра давления при полете на гиперзвуковых и трансзвуковых скоростях столь значительно, что необходимо введение дополнительных устройств (например, установка горизонтального и вертикального оперений в носовой части ступени, выдвигаемых на трансзвуковом режиме полета), обеспечивающих балансировку ступени. В результате исследований различных по относительной длине и аэродинамической компоновке вариантов ступени найдены решения, при которых удовлетворительные балансировочные характеристики достигаются без дополнительных устройств на всех режимах полета.
Приборный отсек с бортовыми системами размещается в передней части ступени, а бак окислителя над баком горючего - для обеспечения передней центровки, положение крыла на ступени также выбрано с учетом обеспечения необходимых центровочных и балансировочных характеристик.
Полученная аэродинамическая компоновка ступени характеризуется следующими параметрами: площадь крыла 296 м2, размах крыла 26 м, стреловидность крыла по передней кромке 45 град., удельная нагрузка на несущую поверхность 355 кг/м2 (у "Бурана" -до 372). Аэродинамическое качество на гиперзвуковых скоростях 1,6 при углах атаки 18 град. и 1-1,22 при углах атаки 40 град., на дозвуковых скоростях 2,5-5,0. Скорость ступени при посадке 340 км/ч, дальность бокового маневра 1250 км. Максимальные температуры при посадке, в градусах Цельсия: на носке корпуса и кромке крыльев 1500, на наветренной поверхности корпуса 1170, на подветренной поверхности корпуса 180-300. Масса ступени в момент посадки 100 т.
Силовая схема построена на соосном расположении полезного груза, консольно прикрепленного к корпусу второй ступени, в ее верхней части, с помощью переходного отсека. Такое расположение отсека полезного груза приводит к исчезновению крутящего момента и уменьшению концентрации напряжений в оболочке бака окислителя от узлов крепления блоков А и изгибающего момента.
Силовая схема крепления блоков А к корпусу второй ступени принципиально подобна силовой схеме крепления блоков А на "Энергии": верхний пояс связи блоков передает на вторую ступень осевую и поперечные нагрузки, нижний пояс связи блоков А передает крутящий момент со стороны параблочных связей блоков А, а также поперечные нагрузки.
Для уменьшения миделевого сечения второй ступени центроплан крыла размещается в пределах сечения фюзеляжа, в нижней его части.
Особенностью конструктивно-силовой схемы крепления крыла к корпусу второй ступени является наличие, как основного силового элемента, мощных бортовых нервюр замкнутого поперечного сечения. С их помощью осуществляется контурное закрепление консолей крыла к корпусу ступени. Бортовые нервюры крепятся к корпусу емкости горючего с помощью системы узлов с температурной развязкой "горячего" крыла и "холодного" корпуса, а к хвостовому отсеку - жестко, передавая на него нагрузки с консолей крыла. В совокупности происходит передача нагрузок от силы лобового сопротивления, поперечной силы и изгибающего момента.
Узлы для температурной развязки конструктивно представляют собой шарнирно подвешенные кронштейны, которые при температурных расширениях бака поворачиваются и за счет этого компенсируют линейные деформации в продольном и радиальном направлениях.
Ключевым решением было изменение длины блока Ц в полете, чтобы выполнить аэродинамические требования по габаритам ступени на участке спуска. С этой целью после выведения на орбиту и выгрузки полезного груза обтекатель полезного груза надвигается на бак окислителя, вследствие чего длина ступени уменьшается с 60 м до 44.
Решение о надвигаемом обтекателе вносит ряд преимуществ, в том числе улучшение центровочных характеристик ступени, исключается необходимость сброса головного обтекателя в полете, создается возможность разделить на баке окислителя теплоизоляцию и теплозащитное покрытие.
Силовая схема отсека полезного груза выбрана в виде подкрепленной оболочки замкнутого поперечного сечения. Для выгрузки полезного груза переднее днище отсека открывается поворотом на 90╟ относительно поперечной оси, отсек надвигается на корпус бака окислителя, и полезный груз выталкивается.
Для защиты наветренной поверхности рассмотрены две схемы теплозащитного покрытия: первая с неуносимым многоразовым покрытием и вторая с активной системой охлаждения.
По первой схеме предусматривается двухслойный пакет, состоящий из верхнего неуносимого температурного слоя, представляющего собой карбонизированный стеклопластик с защитным покрытием на основе термопластического стекла, и нижнего теплоизоляционного слоя, представляющего собой полужесткий волокнит, состоящий из высокотемпературного материала, облицованного кремнеземнистой тканью.
По второй схеме предусматривается многослойный пакет, включающий, помимо двух слоев, описанных в первой схеме, нижний слой с активной системой, разлагающейся с большим эндоэффектом и обеспечивающей требуемый теплоотвод при длительном нагреве. Крепление теплозащиты к корпусу ступени - механическое.
В качестве тепловой защиты подветренных поверхностей ступени используется полужесткий волокнит ТЭМП-1.
На носке отсека полезного груза, на передних кромках крыльев и вертикального оперения предусмотрена установка конструкции из композиционных материалов типа углерод - углерод.
Маршевая двигательная установка второй ступени допускает глубокое дросселирование по тяге. Двигатели установлены в кардановых подвесах многократного использования.
Вспомогательная двигательная установка предусматривает использование 12 жидкостных двигателей малой тяги, работающих на компонентах кислород-керосин, с вытеснительной подачей топлива, причем кислород забирается из основного топливного бака ступени.
Одновременно с этим проводились проработки по созданию вспомогательной двигательной установки, работающей на компонентах топлива кислород-водород. При этом ставилась задача использовать остатки компонентов топлива маршевой двигательной установки в качестве рабочего тела.
Логика функционирования многоразовой системы в расчетных ситуациях на активном участке полета предусматривает следующие операции, в порядке снижения приоритета:
- выведение на расчетную орбиту с полным выполнением программы пуска;
- выведение на одновитковую траекторию с отделением полезного груза на орбите и последующей посадкой ступени на посадочный комплекс в районе старта;
- сброс полезного груза на траектории полета второй ступени при скоростном напоре до 1-3 кг/м2 и продольной перегрузке 0,3-0,4, получаемой за счет глубокого дросселирования двигателей второй ступени с последующим возвращением ступени на посадочный комплекс.
Логика функционирования системы в нештатных ситуациях отличается от логики "Бурана". По понятным причинам не предусматривается посадка на многочисленные аэродромы вынужденной посадки, расположенные вдоль трассы полета, а разрабатывается система аварийного приземления с соблюдением принципа наименьшего ущерба.
Вероятность возникновения такого рода ситуаций, при достаточно высокой надежности системы, весьма мала.
Как показали проработки, горизонтальные летные испытания второй ступени целесообразно провести с использованием самолета "Мрия". Проработаны вопросы подъема ступени на высоту 7-8 км с последующим сбросом в самостоятельный полет. Методом математического моделирования, с использованием банка аэродинамических данных, определены динамические характеристики связки из самолета и ступени в совместном полете, процессы разделения с учетом интерференции каждого из изделий и посадка ступени по глиссаде, аналогичной штатному полету ступени. По результатам расчетов определены требования по установке ступени на самолете, по взаимодействию систем управления самолета и ступени в совместном полете и при разделении.
Опыт работы по ракетно-космической системе 'Энергия"-"Буран" показал, что создание полностью многоразовой системы близко к реальному воплощению.
На начальном этапе проектирования были рассмотрены три варианта аэродинамической компоновки "крылатого" блока Ц с площадью консолей крыла 180 м2 - аналогично "Бурану", 250 м2 - по геометрии подобное "Бурану" и 300 м2 - с большей стреловидностью, равной 60 град., и наплывом. Аэродинамические характеристики для этих компоновочных схем при гиперзвуковых и сверхзвуковых скоростях до М=4 определялись расчетом с использованием программного модуля "Энергия-2" пакета прикладных программ "Высота" разработки НПО "Энергия", а при умеренных скоростях М=4,0-4,1 использовался комплекс программ "Компас" разработки ЦАГИ. Расчеты показали хорошее согласование с экспериментом и данными, полученными для "Бурана". На начальной стадии работы было совсем не очевидно, каким образом для такого длинного цилиндрического корпуса с крылом, каковым является блок Ц, можно решить задачи балансировки, устойчивости и управляемости на гиперзвуке при больших углах атаки -35-40 град. при сверхзвуковых скоростях и на участке трансзвукового и посадочного режимов полета.
Одной из основных задач предварительного этапа было также рассмотрение возможности создания технологичной теплозащиты с приемлемыми весовыми характеристиками и лишенной недостатка "плиточной" теплозащиты - трудоемкости изготовления и большой стоимости, свойственных "Бурану" и "Спейс Шаттлу". Для расширения класса используемых теплозащитных материалов, при формировании условий движения на участке спуска, вводились ограничения по температуре поверхности цилиндрической части корпуса - не более 1170 град.С.
Проектные проработки, которые велись параллельно, указывали на то, что вес возвращаемого блока, включающего авиационные средства посадки, близок к весу космического корабля "Буран". В процессе поиска рациональной компоновочной аэродинамической схемы было показано, что для обеспечения заданных режимов по температуре, боковому маневру, глиссаде и скорости посадки при спуске можно ограничиться площадью консолей крыльев, близкой к той, чем располагает "Буран".
В этой связи в дальнейших модификациях геометрии крылатого блока Ц был заложен принцип максимального заимствования авиационных средств "Бурана". Сюда относятся консоли крыла, элевоны, киль и другие элементы.
Однако, как показали расчеты и эксперименты, для заданных центровок практически оказалось невозможным обеспечить балансировочные режимы в продольном канале на гиперзвуке, трансзвуке и при посадке. Напрашивался вывод о необходимости уменьшения удлинения корпуса и повышения эффективности щитка. Трудности, которые возникли с путевой устойчивостью для длинного корпуса при сверхзвуковых скоростях, также оказались практически непреодолимыми. Решение задачи упрощалось с уменьшением удлинения корпуса.
Вариант крылатого блока Ц изменяемой длины, когда на участке выведения удлинение составляет 7,6, а при спуске с орбиты головной обтекатель "накатывается" на цилиндрическую часть, и блок укорачивается примерно до 5,7. Решение задачи в области аэродинамики в этой связи сузилось.
Исследования аэродинамических характеристик велись для широкого класса форм и геометрии носовых частей, при различном расположении и заклинении крыла на цилиндрическом корпусе, для различных вариаций площади наплыва, формы и геометрии крыла с целью получения приемлемых моментных характеристик при переходе от гиперзвука к трансзвуку и обеспечения условий посадки. Для решения путевой устойчивости, наряду с концевыми шайбами на крыльях, рассматривались несколько вариантов киля, включая киль "Бурана" с воздушным тормозом, установленный на стабилизаторе.
Расчеты аэродинамических характеристик сопровождались экспериментальными исследованиями в аэродинамических трубах ЦДГИ на моделях (масштаб 1:200) в диапазоне чисел М=0,6-10. Выбранный вариант компоновки исследовался на модели масштаба 1:50 в диапазоне чисел М=0,4-4. Здесь по широкой программе исследовалась и эффективность органов управления: элевонов, щитка, киля и воздушного тормоза.
Следует отметить, что в продольном канале на эксплуатационных углах атаки во всем диапазоне чисел М подъемная сила, аэродинамическое качество и моментные характеристики рассматриваемой компоновочной схемы соответствуют требованиям устойчивости и управляемости. Моментные характеристики на предпосадочном и посадочном режимах близки к линейным по углу атаки, эффективность органов управления при этом оказалась не хуже, чем для "Бурана", а щитка - даже в 1,5-2 раза выше. Эта эффективность была достигнута за счет соответствующей геометрии хвостовой части корпуса. Вертикальное оперение с воздушным тормозом, соответствующее по размерам оперению "Бурана", поставленное на переходнике стабилизатора и развернутое на меньший угол стреловидности, обеспечивает вполне допустимые характеристики по крену и в боковом канале. Руль направления и воздушный тормоз не уступают по эффективности органам управления "Бурана".
Таким образом, результаты исследований показали, что аэродинамические характеристики крылатой второй ступени ракеты-носителя "Энергия" с изменяемой длиной корпуса, с консолями крыла, вертикальным оперением и аэродинамическими органами управления, кроме щитка, заимствованные от "Бурана", отвечают требованиям формирования траектории, устойчивости и управляемости на всех участках спуска с орбиты, включая посадку. Анализ теплообмена и теплозащиты по такой схеме показал, что условие теплонагружения конструкции не хуже, а удельный вес теплозащиты несколько ниже, чем для "Бурана". Целесообразность работ по реализации такого проекта, где почти в полной мере используются освоенные промышленностью авиационные средства "Бурана", подтвердилась.
Одновременно результаты проектных разработок показали, что вес полезной нагрузки, выводимой на орбиту спутника для варианта носителя с крылатым блоком Ц, при стартовой массе 2300 т, примерно в 1,5 раза больше массы полезной нагрузки, выносимой с применением "Бурана" или "Спейс Шаттла". В отличие от схем "Бурана" и "Спейс Шаттла", где, в одном случае, вторая ступень с двигателями и уникальной системой управления целиком одноразовая, в другом топливный бак одноразовый, в рассматриваемом проекте с орбиты возвращается вся вторая ступень. Обтекатель не сбрасывается на орбите. На орбите ничего не остается, кроме космического аппарата.
Второй этап приближения "Энергии" к полностью многоразовой системе был связан с поиском более эффективного средства спасения ракетных блоков А.
В многоразовой космической системе "Энергия"-"Буран" принята, как говорилось ранее, реактивно-парашютная схема спасения блоков первой ступени. По сравнению со "Спейс Шаттлом", средства спасения первой ступени более сложные и трудоемкие, что связано с необходимостью посадки на сушу, а не в океан.
С появлением варианта "Энергии-М" у проектантов возникла идея разработки крылатого блока А. В этой связи было целесообразно в плане унификации разработать крылатый блок А, приемлемый для "Энергии" и "Энергии-М". Таким образом, спасаемый блок А предстал в виде одиночного блока существующей конструкции.



Многоразовый блок "А"

Были проведены исследования по определению возможности создания многоразового блока А с несущими поверхностями, обеспечивающими его полет в атмосфере "по самолетному" и посадку на аэродром стартового комплекса, рассмотрены различные типы несущих поверхностей: от решеток до крыльев большого и малого удлинения. В наибольшей мере поставленной задаче удовлетворяет модификация блока с поворотным крылом большого удлинения и поворотным оперением. Их конфигурация выбрана таким образом, чтобы, с одной стороны, не оказывать существенного влияния на характеристики блоков при их работе в "пакете" в составе носителя и, с другой, - обеспечить на дозвуковой скорости при полностью развернутом крыле очень высокий уровень аэродинамического качества (до 17-19) и высокую несущую способность конструкции при посадке без использования механизации крыла.


Многоразовый блок первой ступени "Энергии" - ГК-175

Модифицированный блок А представляет собой свободонесущий моноплан с верхним расположением крыла. Габаритный размер центроплана крыла в зоне поворотных узлов не превышает 6 м (из условия размещения блока в "пакете" в составе носителя). V-образное оперение складывается в стартовом положении вдоль продольной оси блока и закреплено замками на центроплане крыла. Основные стойки шасси складываются в обтекатели, установленные на блоке. Воздушно-реактивный двигатель может быть установлен на пилоне, в районе центра масс блока, или внутри специального обтекателя в носовой части блока. При этом лобовой воздухозаборник имеет небольшие габариты, порядка одного калибра, выхлопной канал выполнен в виде расходящихся тоннелей. Внутри носового обтекателя расположен топливный бак с керосином, выполненный в виде тора. В развернутом положении крыло имеет удлинение 15 и сужение 1,5. В компоновке крыла применен высоконесущий профиль с относительной толщиной 17%. С целью уменьшения изгибающего момента в корневом сечении крыла и, значит, улучшения весовой отдачи применена геометрическая крутка концевых сечений, с углом закрутки 6 град. Наибольшая величина аэродинамического качества достигается при значительной величине коэффициента подъемной силы (0,7) для М=0,25.
Основным расчетным случаем нагружения для крыла является "полет в неспокойном воздухе", для оперения - "полет в гиперзвуковом режиме". Коэффициент безопасности для всех случаев нагружения автономного полета блока принят равным 1,3. Оптимизация конструкции крыла и оперения проводилась с использованием программы REBWJN, реализующей процесс отыскания минимума целевой функции суммарного веса верхних панелей кессона и его нервюр при наличии ограничений в виде равенств - условий прочности при статическом нагружении и неравенств - конструктивно-технологических ограничений на размеры элементов методом покоординатного спуска. Рассмотрены два основных типа конструкционных материалов крыла и оперения:
- панели, нервюры, лонжероны изготовлены из композиционного материала на основе углеволокна типа КМУ-8;
- основные элементы кессона изготовлены, главным образом, из алюминиево-литиевого сплава типа 01450.
Использование для оперения композиционного материала КМУ-8 снижает массу конструкции крыла на 16%.


Проблема возвращения блоков к месту старта является сложной технической задачей, поскольку после расцепки они совершают баллистический полет протяженностью до 300 км на высоте, превышающей 80 км. Управление траекторией полета блока возможно лишь после входа его в плотные слои атмосферы, на высотах менее 30 км. При этом углы наклона траектории составляют 25-30 град., что приводит к большим величинам скоростного напора. В этой связи на первом этапе входа в плотные слои атмосферы используются небольшие значения угла крена, чтобы сделать траекторию более пологой, а после прохождения пика скоростного напора начинается интенсивный разворот к месту старта, с большими углами крена и подъемной силы. На дозвуковых режимах полета для компенсации значительного удаления от места старта необходим полет с высоким аэродинамическим качеством.

Схема возвращения многоразового блока первой ступени

Траектория возвращения состоит из трех основных частей:
- участок полета на больших высотах (более 50 км) при наличии малых аэродинамических сил - этот участок можно назвать баллистической фазой;
- участок разворота блока по направлению к месту посадки, при котором происходит резкое снижение скорости и высоты;
- участок планирования по направлению к месту посадки при скорости с числом М меньше единицы.
Продолжительность первого участка при скорости 1630 м/с, высоте 54 км составляет 170 с. За это время блок удаляется от старта (аэродрома посадки) на 270 км. Это удаление во второй фазе траектории возрастает, достигая 310 км. Его необходимо компенсировать на третьем участке дозвукового полета с высоким аэродинамическим качеством.
После выполнения разворота по курсу блок совершает полет в режиме стабилизации максимального аэродинамического качества на высоте 18 км при М=1,1, а с уменьшением числа М до 0,75 для облегчения раскрытия крыльев большого удлинения совершает маневр типа "горка" с выходом на малые углы атаки.
Траекторию возвращения при высоте 13 км можно представить состоящей из трех участков: квазистационарного планирования с высотой от 13 до 5 км, горизонтального полета на высоте 5 км (М=0,42) и планирования с этой высоты. Потребный расход топлива с учетом встречного ветра составляет 1200 кг.
Широкий диапазон изменения режимов полета предъявляет высокие требования к контуру обеспечения устойчивости и управляемости, который должен обеспечивать хорошее качество управления по быстродействию системы, по максимально возможной развязке каналов и демпфированию. Такие же требования предъявляются к системе информационного обеспечения, в частности, к воздушно-скоростным параметрам.
Блок имеет совершенную информационную систему, позволяющую определять текущие значения воздушных аэродинамических углов, скорость полета относительно воздушной среды, высоту полета, скоростной напор и число М. Имеющаяся на борту вычислительная машина при известных параметрах системы имеет возможность алгебраического расчета по конечным соотношениям сигналов, близких к производным углов атаки, скольжения и скоростного крена, которые используются при построении алгоритмов. Подобный подход использовался в системе управления орбитальным кораблем "Спейс Шаттл". Структура контура обеспечения устойчивости и управляемости по продольному каналу во всем рассматриваемом диапазоне чисел М и бокового канала на режимах предпосадочного маневрирования (М=0,25-0,7 - крыло разложено) может быть построена по нормальной самолетной схеме на принципах разделения форм движения с хорошим качеством отработки, задаваемых командных значений угла атаки и угла крена. Структура контура бокового канала на режимах полета со сложенным крылом (М=0,8) при наличии в боковом канале одного отсека управления (руля управления) построена по обращенной схеме на основе свойства обратной реакции крена на отклонение органа поперечного управления ракеты-носителя.
Таким образом, проведенные исследования показали возможность реализации аэродинамической схемы блока А с выдвижным крылом большого удлинения, обеспечивающего очень высокий уровень аэродинамического качества (17-19) на режиме дозвукового полета и несущих свойств крыла на посадке без использования механизации.
Размещение средств возвращения на блоке А максимально увязано с существующей конструктивно-силовой схемой блока, а изготовление основных элементов средств возвращения крыла и оперения базируется на достигнутой к этому времени технологии.
Работы по исследованию роторных систем, используемые в качестве тормозного устройства, проводились в США, Англии и Франции с 1950 г. По результатам этих исследований отмечалось, что в весовом отношении роторная система посадки может конкурировать с парашютной. В качестве примера можно привести результаты сравнения весовых характеристик различных систем, обеспечивающих безопасное снижение первой ступени ракеты. Из рассматриваемых четырех систем такого рода первая - торможение в атмосфере, задействование парашютов, ракетные двигатели мягкой посадки; вторая - торможение в атмосфере, парашюты и газовые подушки мягкой посадки; третья - торможение атмосферой, воздушно-реактивные двигатели; четвертая - роторная система. Вес средств приземления составляет соответственно 10; 13,4; 25,4; 10 % от веса первой ступени при полном выгорании топлива, а вес системы посадки - 2,9; 3,9; 7,3; 2,9 % от веса полезной нагрузки. Видно, что роторная система по весовой отдаче не хуже любой другой.
Особенностью предлагаемой Казанским авиационным институтом роторной системы посадки является использование гибкой, сворачиваемой в рулон лопасти. Несущая система на базе гибкой лопасти работает так же, как и несущий роторный винт с жесткими лопастями. При использовании двигательных установок, расположенных на концах лопастей, роторная система может выполнятъ функции несущего винта вертолета, позволяя маневрировать без потери высоты и обеспечивать точную "мягкую" посадку.
Результаты оценок возможностей использования роторных систем показали, что они могут обеспечить возвращение космических аппаратов и ступеней на Землю. С помощью роторного устройства на всей траектории спуска космического аппарата можно осуществлять торможение и стабилизацию аппарата, изменять в широких пределах коэффициент лобового сопротивления, осуществлять планирующий спуск с использованием аэродинамического качества, выполнять маневры при посадке и обеспечить близкую к нулю скорость в момент соприкосновения с Землей. Изменение сопротивления летательного аппарата при спуске может производиться путем изменения конусности и угла взмаха лопастей, а изменение подъемной силы - путем изменения угла атаки плоскости вращения ротора. Ротор может применяться со спускаемым аппаратом любой формы, так как большая часть подъемной силы будет создаваться самим ротором, а не аппаратом.
Преимуществом применения роторной системы для спуска, по сравнению с баллистическим спуском и спуском с помощью гиперзвукового планирующего аппарата с фиксированным крылом, является наименьшее увеличение (за счет средств возвращения) веса при одинаковой способности бокового планирования до 1400 км. Роторная система по массе меньше крыльевой в 3-5 раз.
Проект роторной системы торможения и посадки, предназначенной для первой ступени ракеты-носителя "Био-Стрик", был разработан французской фирмой "Жиравьон-Доран". Первая ступень этой ракеты отделяется на высоте примерно 80 км, достигнув скорости М=15. По расчетам требуется двухлопастной ротор диаметром 24,4 м, лопасти которого (хорда 1 м) выполнены из жаропрочных сплавов. При пуске ракеты лопасти складываются параллельно поверхности корпуса ступени. Раскрытие ротора происходит перед входом в атмосферу, причем на начальном этапе спуска, когда скорость изменяется мало, почти полностью раскрытые лопасти ротора служат средством стабилизации. Продолжительность полета летательного аппарата на гиперзвуковом участке траектории составляет 60-70 с. При этом, скорость уменьшается до 720 м/с на высоте 36 км. Основные параметры достигают своих максимальных значений на высоте порядка 47 км. К этому моменту угол конусности лопастей уменьшается так, что ротор полностью попадает под ударную волну, отходящую от корпуса спускаемого аппарата. После выхода на околозвуковые скорости начинается снижение на режиме "ветрячка", который переходит в режим установившейся авторотации. По мере спуска летательного аппарата меняется ориентация корпуса ракеты по отношению к набегающему потоку - двигателями вперед, что гарантирует ей большую устойчивость. Посадка ступени может быть осуществлена (автоматически или при управлении с Земли) непосредственно на специальный транспортировщик. Увеличение веса ступени за счет роторной системы составляет 7-8 %.
Режим входа в атмосферу характеризуется необходимостью поглощения большой кинетической энергии за счет аэродинамического торможения. Этот режим практически ничем не отличается от режима работы блока с крыльевой системой возврата. Осуществляется цепочка процессов ориентирования блока перед входом в атмосферу, ориентация при полете в атмосфере с торможением за счет аэродинамической поверхности блока. Полет в нижних слоях атмосферы начинается от точки, где температурное воздействие набегающего потока перестает играть существенную роль. После предварительной стабилизации из корпуса выпускаются в поток концевые стабилизаторы с нулевыми относительно продольной оси ракеты углами установки. При этом ступень приобретает дополнительную устойчивость движения в осевом потоке. Далее происходит симметричное отклонение стабилизаторов до расчетных углов установки. Набегающий поток раскручивает ротор до расчетных скоростей вращения. При достижении угловой скорости вращения, обеспечивающей устойчивую работу лопасти, происходит плавный выпуск лопастей в поток. На этом этапе осуществляется перестройка ротора на режим установившегося вращения и переход ступени на планирующий полет.
При околозвуковом режиме полета спускаемого аппарата ротор работает как тормоз, сохраняя большую скорость вращения. Режим установившегося самовращения - авторотации начинается при достижении спускаемым аппаратом скорости 25-30 м/с. Особенностью этого режима являются постоянные скорость вращения и тяга ротора. Этот режим наиболее благоприятен для управляемого полета. Изменяя циклический шаг несущего винта, можно изменять направление полета и обеспечить вывод летательного аппарата в заданный район.
В режиме приземления возможны два варианта уменьшения вертикальной скорости. При резком увеличении углов установки лопасти можно увеличить тягу ротора в 2-2,5 раза за счет использования собственной кинетической энергии вращения. Эффект называется "подрыв" винта. Этот способ не требует дополнительных источников энергии, но уступает двигательному способу по точности приземления и качеству посадки. Следовательно, он выдвигает дополнительные требования к системам фиксирования ступени в вертикальном положении. Возможен режим двигательной посадки, который начинается после вывода летательного аппарата в заданный район выключением двигательных установок. Особенностью этого способа является широкий диапазон изменения скорости посадки как по величине, так и по направлению, вплоть до зависания над посадочной площадкой.
Лопасть роторной системы посадки с концевыми стабилизаторами и двигателями имеет прямоугольную к плане форму, постоянную хорду и толщину; она достаточно гибкая для сворачивания на барабан. Жесткость лопасти в потоке обеспечивается наличием на конце сосредоточенной массы в виде жесткого стабилизатора или концевых двигателей, предназначенных для использования на этапе приземления или доведения до точки посадки. Все шесть лопастей последовательно наматываются на барабан, совмещенной с осью вращения. Этот вариант компоновки представляется наиболее рациональным и позволяет компактно разместить роторную систему в головном отсеке спускаемого аппарата.
В систему роторной посадки входят устройства выпуска лопастей в поток, механизм отвода обтекателя, системы управления ротором, циклическим шагом, общим шагом и двигательными установками.
При массе спускаемого аппарата в 60 т радиус лопасти равен 25 м, количество лопастей 6, хорда лопасти 1 м, вес концевого груза-стабилизатора 488 кг, тяга концевых двигателей лопасти 2,37 т, суммарный вес роторной системы 4,8 т.
Параллельно с созданием крылатых ступеней ракеты-носителя "Энергия-2" разрабатывалась программа дальнейшей модернизации двигателей РД-170 и РД-0120. Основное их направление было связано, во-первых, с повышением надежности и, во-вторых, увеличением тяги и улучшением удельных характеристик. По результатам предварительных проработок было ясно, что двигатель РД-170 имел резервы повышения характеристик, но несущественные: не более 1-2 %, поэтому разработчиками двигателя была предложена программа решительных изменений некоторой части конструкции. Модернизированный двигатель получил индекс 14Д20. Но реализация этой программы вела к значительным затратам. Модернизация водородного двигателя РД-0120 имела этапность: повышение надежности за счет доработок, увеличивающих его ресурс, что совпадало с программой многократного применения блока Ц, хотя на первом этапе этой программы предусматривалось менять двигатели по реальному их состоянию. Без особых доработок достигалось форсирование двигателя на 11%. Вводился сопловой выдвижной насадок, который давал повышение удельной тяги в вакууме. Конечный вариант модернизации имел индекс 14Д12.
В случае применения модернизированных двигателей 14Д12 в 14Д20 многоразовая ракета "Энергия-2" выносила на опорную орбиту 40 т полезного груза. Просчитывались различные сочетания двигателей с разной степенью модернизации. Например, двигатель 14ДУ20 с РД-0120 с сопловым насадком давали 34 т полезного груза на орбите, вариант 14Д20 с РД-0120 с насадком и форсированием на 11% - 36,5 т, 14Д20 с РД-0120 без каких-либо изменений давали 31,5 т. Если же не переделывать керосиновый двигатель РД-170 и применить его в композиции с РД-0120 при малой модернизации форсированием на 11% и сопловым насадком, выносимый на орбиту груз составлял 34 т. За основу для первого этапа реализации крылатого блока Ц нами был принят вариант композиции двигательной установки носителя на основе двигателей РД-170 и РД-0120 без всяких изменений.
Таким образом, две крайние позиции: одна - полная модернизация обоих двигателей - давала 40 т, другая - без модернизации, на существующих двигателях - 29 т. И еще на одну позицию, которая играла решающую роль в определении стоимости разработки крылатой системы, следует обратить внимание - сочетание двигателя первой ступени РД-170 без изменений и водородного двигателя второй ступени 14Д12 с полной модернизацией. Эта композиция позволяла иметь 37 т полезного груза на орбите.
Систему управления планировалось применить полностью с "Бурана", но с разработкой, естественно, нового математического обеспечения.
Таким образом, облик ракетно-космической транспортной системы, создаваемой на основе комплекса "Энергия"-"Буран", в результате проведенных исследований и проработок различных вариантов воздушно-космических систем - одноступенчатых и двухступенчатых, с вертикальным стартом и горизонтальным взлетом, с парашютно-реактивной системой возврата и спасения и самолетной посадкой - определился. Наибольшей массово-энергетической эффективностью обладают многоступенчатые структуры с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой всех ступеней с возвращением на аэродром стартового комплекса. Такая система, в связи с тем, что она создается с учетом использования уже наработанного задела и на базе совершенствования ракетно-космической системы "Энергия"-"Буран", с применением существующих конструкционных материалов, бортовых систем управления и освоенных жидкостных ракетных двигателей, могла быть создана без существенных затрат ресурсов. Как показали проектные проработки, задача превращения центрального блока "Энергии" в крылатую вторую ступень, способную достичь орбиты с доставкой полезного груза, осуществить планирующий спуск в атмосфере и посадку на аэродром стартового комплекса, является вполне реальной и осуществимой в относительно короткие сроки, с минимальным техническим риском. При реализации этой схемы "инженерный пот" был бы затрачен, в основном, на создание центроплана крылатого блока Ц.



ГК-175
Многоразовая ракетная система ГК-175 с крылатыми блоками А в стартовой конфигурации

Продувка моделей в аэродинамических трубах показал, что такая крылатая ступень обладает приемлемыми несущими свойствами и балансировочными характеристиками в широком диапазоне скоростей - от дозвукового режима полета до скоростей, соответствующих гиперзвуковому и трансзвуковому уровням. Линейность основных моментных характеристик выражена даже более, чем у "Бурана".



По своей сущности разработанная схема находится между созданной системой "Энергия"-"Буран" и перспективным проектом одноступенчатого космического самолета. Эта схема, по оценке проектантов, дает возможность снизить на порядок стоимость вывода на орбиту полезного груза.
В дальнейшем на базе отработанной крылатой многоразовой второй ступени планировалась замена (как уже третий этап приближения к полностью многоразовой системе) четырех боковых блоков первой ступени одним идентичным, а точнее, почти копией второй ступени.
Первая ступень будет фактически зеркальным отображением второй. Их будет отличать только четыре мощных двигателя РД-170 в хвостовом отсеке первой ступени и отсутствие теплозащиты.
Пакет двух равных по габаритам ступеней представляет собой простую композицию блоков, сочлененных по плоскостям крыльев. Эта композиция дала толчок к оценке необходимости иметь два разных двигателя на первой и второй ступенях. Одна ступень - это связка кислородно-керосиновых двигателей, вторая - связка кислородно-водородных. Была установлена целесообразность применения трехкомпонентных двигателей, работающих в режиме первой ступени на кислороде и керосине, а в режиме второй ступени - на кислороде и водороде. Такой двигатель - РД-701 - уже разрабатывался в то время. Вариант рационализации использования двигательных связок - это дальнейшая возможность частичной компенсации потерь, связанных с применением средств возвращения ступеней. Трехкомпонентные двигатели разрабатывались в КБ "Энергомаш" и "Химавтоматика" в Воронеже.
Проектанты оценивали стоимость разработки крылатой системы первого этапа в 600-650 млн. руб. (в ценах 1987 г.), что составляло дополнительно 4-5 % к общим затратам на создание "Энергии" и "Бурана".
На стадии экспертизы проектов Технический центр В.И.Багно провел исследование вопросов влияния многоразовости транспортных ракетно-космических систем, создаваемых на основе "Энергии" и "Бурана", на технико-экономическую эффективность программы выведения полезных грузов. Проводилась оценка программы с использованием комплекса одноразового носителя и "Энергии-2" с многоразовой второй ступенью, которые рассмотрены в комплектации с одноразовыми и многоразовыми крылатыми разгонными блоками А. Расчет технико-экономических показателей проводился с учетом стоимости отчуждаемых под поля падения земель. При расчете затрат на послеполетное обслуживание использовались материалы эксплуатации орбитального корабля, самолетов дальней авиации, двигателей многократного применения типа РД-170, ССМИ. Исходя из принятой схемы первого этапа крылатой "Энергии-2", применения многоразовых блоков А в схеме "Энергии-М" и практической одинаковости этих блоков, в сравнительных расчетах они входят по стоимости авиационной части также одинаковыми.
Установлено, что переход от одноразовых средств выведения тяжелых полезных нагрузок к многоразовым транспортным системам приводит к существенному сокращению объемов производства техники. Экономия за счет сокращения объемов производства примерно равна затратам на создание многоразовой системы. Рассматривался период в 15 лет. Применение одноразовых комплексов выгодно в программах, предусматривающих не более пяти пусков в год. Преимущество многоразовой системы приносит экономический эффект, возрастающий с градиентом 6,5 млрд. руб. на один пуск. Причем использование многоразовых блоков А в сочетании с крылатым блоком Ц в составе "Энергии-2" становится выгодным при темпе пусков более 4 в год, в то время как эти же блоки в структуре "Энергии-М" с одноразовым блоком Ц приносят незначительную выгоду.
Общие затраты на реализацию программы с использованием многоразовой системы сравняются с затратами при использовании одноразовой системы лишь при условии, что уровень стоимости ремонтно-восстановительных работ и послеполетного обслуживания возрастет в 2,7 раза относительно обоснованного уровня.
Основными компонентами затрат для многоразовой системы являются: создание системы на авиационном принципе возврата с орбиты и траектории (33,3% от общих затрат); эксплуатация и ремонт (около 28%); изготовление материальной части в связи с многоразовостью (всего 32%, изготовление ракет в одноразовой системе занимает объем более 56%); отчуждение земель (до 19%) при примерно равных стоимостях эксплуатации средств наземного обеспечения. Создание же одноразового комплекса составляет всего лишь 4,5% от общих затрат на многоразовую систему.
Инженерная записка по многоразовой системе, выполненная в инициативном порядке, была разослана во все руководящие организации в марте 1987 г. По установленному правительством порядку, предложение о целесообразности разработки какого-либо технического направления оформляется первичным техническим документом, который по форме является сигналом о возможности создания новой техники, а по существу это - достаточно полный, отработанный проект, дающий возможность судить о значимости представленной "заявки" для отечественной техники. Следующим шагом официализации своего заявления организация-разработчик должна представить результаты своих проработок в виде технического предложения. Па этом этапе должен определиться потенциальный заказчик, который в последующих действиях выступает уже сообща с разработчиком - не как автор, но как подготовленный оппонент.
Решением Военно-промышленной комиссии Президиум Совета министров в декабре 1987 г. ряд проектных организаций обязывался разработать технические предложения по созданию на базе комплекса "Энергия"-"Буран" многоразовой воздушно-космической системы. К этой работе были подключены многие ведущие организации Министерства общего машиностроения и авиационной промышленности. При этом фактически сложилось, что направления в разработках совпадали с образовавшимися в космическом мире течениями. Разрабатывались проекты горизонтального взлета и посадки типа НАСП, проекты вертикального взлета и планирующей посадки, космические летательные аппараты, стартующие с тяжелых самолетов, и другие виды космических транспортных систем.
Этим же решением разработка технического предложения по созданию на базе системы "Энергия"-"Буран" полностью многоразового комплекса с крылатой второй ступенью и исследование вопросов создания крылатой первой ступени большой массы была включена в Программу научно-исследовательских работ в обеспечение создания воздушно-космических систем. Работам в этом направлении, в том числе нашим, правительством были открыты "ворота". Это было своеобразное одобрение предложений, которое давало возможность финансировать исследования и проработки этого направления. Заказчик - Управление начальника космических средств - утвердил техническое задание на разработку технического предложения в марте 1988 г. В этом же месяце проектанты разработали основные положения технического предложения.
Так называемые "Основные положения технического предложения" - это по сути техническое задание своим смежным специализированным проектным организациям. Этот документ давал технический образ предполагаемого к созданию комплекса, оговаривая специфику его сути и задавая необходимые для этой разработки требования к входящим в него системам и подсистемам. Эти положения касались основных головных разработчиков системы управления, двигателей, наземного комплекса и других средств. С этих "положений" начинается более глубокая работа головных смежных организаций.
В мае 1988 г. Госкомиссия утвердила кооперацию соисполнителей и установила срок выпуска технических предложений - декабрь 1988 г. В августе этого же года Президиум Научно-технического совета Минобщемаша одобрил концепцию создания многоразовой системы и предупредил о необходимости завершения разработки технического предложения по этому направлению в установленный Госкомиссией срок. В ноябре разработка технического предложения всей кооперацией разработчиков была завершена. В январе 1989 г. был проведен Совет главных конструкторов, на котором было одобрено техническое предложение и выданы рекомендации на проведение дальнейших работ. В феврале 1989 г. разработали график выпуска материалов эскизного проекта, проект решения Госкомиссии, решения Научно-технического совета министерства и направили в Главное управление. Был разработан состав материалов по доработке отдельных разделов технического предложения.
Основные положения на эскизный проект предполагалось выпустить в мае 1989 г. Инженерная записка по многоразовой системе второго этапа по договору с Главным управлением министерства должно было быть выполнена в сентябре 1989 г. Система договоров с Главным управлением внедрялась впервые в этом году. Договор предусматривал и некоторое финансирование проводимых работ. Первый договор с Главным управлением о выполнении работ по многоразовой воздушно-космической системе был подписан в январе 1989 г Доработка технического предложения по многоразовой системе первого и второго этапов, как реализация замечаний и решения Совета главных конструкторов, должна была быть осуществлена в декабре 1989 г. Эскизный проект планировался Советом к выпуску в 1990 г.
По установленному порядку, приказом министра, изданным еще в 1984 г., проекты решений, графиков выполнения работ должны быть согласованы со всеми исполнителями и представлены в министерство для обобщения и последующего "окончательного" представления в Военно-промышленную комиссию для формирования решения. Понимая важность оформления документов для начала работ, мы договорились с аппаратом комиссии о совмещении подготовки решения с согласованием документов со смежниками, чтобы ускорить процесс.
Однако, несмотря на казалось бы "подготовленный обход" этого положения, через три недели министерство вернуло проекты документов. Кроме того, теперь Главное управление считало целесообразным рассмотреть материалы технических предложений по многоразовой системе на Междуведомственном научно-техническом совете по координации научно-исследовательских и экспериментальных работ в обеспечение создания воздушно-космической системы. Отправка же проекта решения, по заведенной схеме, была возможна только через министерство. В результате, проект пришлось переправлять в комиссию, минуя министерство, и начать рабочее согласование по форме, хотя было решение Совета главных конструкторов, которое, фактически, его согласовало и было подписано всеми.
В марте 1989 г. научно-технический совет НПО "Энергия" решил продолжить проектные работы по многоразовой воздушно-космической системе ГК-175, в ходе которой дополнительно обосновывалась эффективность системы, программа целевого использования, потребное финансирование и реализуемость работ. Решение по проведению дальнейших работ предполагалось принять по результатам рассмотрения эскизного проекта. Президиум научно-технического совета Минобщемаша в марте 1989 г. поручил представить материалы по созданию многоразовой системы на экспертизу Межведомственной комиссии под председательством Г.П.Свищева.
Центральный институт машиностроения (Ю.А.Мозжорин) выдал в апреле заключение, в котором отметил, что "разрабатываемое направление развития транспортных систем, ставящее своей целью снижение удельной стоимости выведения полезного груза, разгрузку производственных мощностей, обеспечения всеазимутальности и повышение оперативности запусков на основе полностью многоразового использования материальной части, является перспективным и соответствует тенденции развития ракетно-космической техники.
Заслуживает поддержки стремление при завязке новой системы к максимальному использованию элементов и задела, созданного по системе "Энергия"-"Буран", с целью уменьшения затрат, сокращения сроков и снижения технического риска. Институт согласен с выводами разработчиков, что двухступенчатый комплекс вертикального старта на базе крылатых ступеней с жидкостными двигателями, осуществляющий возвращение и горизонтальную посадку в районе старта, положенный в основу многоразовой системы ГК-175 второго этапа, является наиболее рациональным принципом построения перспективной полностью многоразовой транспортной космической системы тяжелого класса.
Проработку указанных проблем целесообразно провести на уровне эскизного проектирования многоразовой системы первого этапа. Параллельно с разработкой эскизного проекта системы первого этапа необходимо выпустить техническое предложение по многоразовой системе второго этапа, а также возможным альтернативным вариантам системы на технологической и элементной базе "Энергии"-"Бурана", включая частично многоразовые системы с крылатой первой ступенью". Так заключил отраслевой лидер космических программ.
Институт Управления начальника космических средств Министерства обороны в своем заключении, которое он выдал в июне, занял аналогичную позицию, считая, что расчетные значения характеристик многоразовой системы реально достижимы и необходимо выпустить дополнение к техническому предложению по многоразовой системе, в том числе техническое предложение по системе второго этапа.
Экспертиза Междуведомственного научно-технического совета в мае 1989 г. пришла к заключению, что система ГК-175, разрабатываемая на базе задела по системе "Энергия"-"Буран", может рассматриваться как один из возможных вариантов перспективной транспортной системы тяжелого класса с вертикальным стартом. Была признана целесообразной дальнейшая проработка системы с выпуском эскизного проекта первого этапа многоразового комплекса и технического предложения по второму этапу с крылатой многоразовой первой ступенью. Совет решил рекомендовать продолжить разработку эскизного проекта по первому этапу системы ГК-175 и технических предложений по второму этапу с крылатой первой ступенью. Межведомственный совет возглавлял академик Г.П.Свищев, директор ЦАГИ. Рекомендации этого совета готовились для военно-промышленной комиссии перед планировавшимся заседанием Совета обороны.
В мае Совет обороны в части работ в этом направлении обязал государственную комиссию Совета министров по военно-промышленным вопросам к концу 1989 г. по представлению Министерства общего машиностроения и других министерств установить порядок в проведении дальнейших работ по перспективным многоразовым космическим системам, включая авиационно-космические и воздушно-космические самолеты, многоразовые крылатые ракетные блоки системы "Энергая"-"Буран". Тогда проект был направлен на заключение по обоснованности представленных в техническом предложении технико-экономических показателей в Технический центр, В.И.Багно, НИИ экономики Минавиапрома, А.С.Исаеву, Институт Министерства обороны, Э.В.Алексееву, и другие организации.
Центром было выдано заключение в июне 1989 г. Установлено, что стоимость создания многоразовой системы ГК-175 первого этапа, включая капитальные вложения, составляет 1,18-1,5 млрд. руб. Верхняя граница соответствует варианту возможной потери второй ступени в летных испытаниях и изготовление нового образца. Стоимость выведения единицы полезного груза - 572-782 рубля за килограмм, при суммарной интенсивности 6-20 пусков в год. При этом предполагалось, что работы по созданию многоразовых блоков первой ступени, модернизации двигателей второй ступени РД-0120, в том числе обеспечения его десятикратного применения, разработке разгонного блока "Смерч", финансируются в рамках программы совершенствования технических характеристик "Энергии"-"Бурана" и "Бурана-Т".
Министерство не сдавалось, и решением научно-технического совета в середине июля 1989 г. определило: работы проводить в рамках научно-исследовательских и экспериментальных программ до создания достаточного научно-технического задела и выделения необходимого финансирования. Финансирование не выделялось.
Величина потребных затрат на опытно-конструкторские работы по ГК-175, указанная в техническом предложении, была ниже определенной в этом заключении на 540-860 млн. руб. в основном за счет различий в оценке стоимости работ по авиационным системам (на 320 млн. руб.) и системе управления (на 140 млн. руб.). Вместе с тем представлялось, что стоимости работ по созданию авиационных средств, системы управления были завышены и должны быть дополнительно уточнены.
К этому времени экономический центр Минобщемаша "Агат", как придаток управленческого аппарата министерства, сформулировал новые цифры затрат на создание ГК-175. "Агат" утверждал, что затраты на создание такого рода системы составят не менее 4,6 млрд. руб. Столь существенное различие в оценках стоимости определяется, по объяснению организаций Минобщемаша, тем, что стоимость некоторых крупных работ по модернизации двигателей РД-170 и РД-0120 отнесена на программу "Энергия"-"Буран". К этому утверждению присоединился Центральный институт машиностроения Минобщемаша.
Вводилась резервная гвардия, борьба переместилась в область иллюзионно-экономических трюков. Упорно игнорируя материалы проекта, где показано, что модернизированные двигатели первой и второй ступеней необходимы при достижении максимальной грузоподъемности, до 40-50 т, а при использовании существующих двигателей без изменений грузоподъемность будет не ниже 30-35 т, в свои расчеты они закладывают стоимость модернизации как стоимость новой разработки двигателей, то есть ровно столько, сколько они "потянули" по затратам за десять лет разработки "Энергии". Логики нет - одна цель, а цель, видимо, оправдывает средства.
Стремление получить грузоподъемность выше 30 т было только потому, что ряд организаций авиационного направления утверждали, что ГК-175 не потянет и пяти тонн. Это не удивительно: в среде разработчиков крайние утверждения были с любой стороны. Эти высказывания использовали "вершители судеб" разработок как считали нужным.
Несмотря на заключения нейтральных организаций, стоимость разработки ГК-175 теперь оценивалась "потолочной" цифрой "Агата".
Проект многоразовой системы ГК-175 разрабатывали коллективы проектантов В.Н.Лакеева, В.П.Клиппы, А.Н.Бабинцева, Ю.А.Михеева, И.И.Иванова и А.Г.Решетина.

В дополнение следует заметить, что проект ГК-175 или "Энергия-2" не имел в своем составе наработок, связанных с использованием этой крылатой системы для пилотируемых полетов. Разработчики полагали, как это ранее излагалось, что многоразовая система строилась на основе обеспечения не только должной экономической эффективности, но достижения высокого уровня надежности и безопасности. В этом смысле пилотируемый вариант принципиально не отличался от базового, грузового. По предварительным проработкам в пилотируемом варианте предполагалось применение кабины-модуля. Отделяемая и спасаемая кабина с экипажем, со всеми средствами обеспечения этих функций дает возможность осуществить возврат ее из любой точки траектории полета "Энергии-2". На это отводилась существенная часть энергетики ракеты.
В проекте предусматривалось использовать кабину-модуль в необычном для космических транспортных средств качестве - как кабину экипажа, осуществляющего перегон крылатого блока Ц с завода-изготовителя на космодром или в обратном порядке воздушным путем. Дело в том, что планирующий крылатый блок позволяет так же, как и "Буран", осуществлять полет самолетного типа со взлетом и посадкой в пилотируемом режиме, при оснащении его реактивными двигателями.
Эти свойства крылатого блока Ц предстояло подтвердить дальнейшими разработками... Аналогичные разработки, с применением отделяемой кабины, велись и в США.