Разгонные blocks

In October, 1983 the Ministry of the general{common} mechanical engineering has expanded a circle of developers of a booster rocket "Buran-Ô". To development space разгонного the block it has been connected КБ "Salute", general designer D.A.Polukhin. In 1984, in August, is connected the Krasnoyarsk machine-building factory. With 1985 this factory should begin a batch production разгонных blocks of type of DM, 11С86, 11С861, 11С824 and unified разгонных blocks on oxygen-hydrogen fuel with use of engines 11Д56У.
By the governmental order in December, 1984, approving{confirming} the program for 1986-1995, it has been stipulated for the first time at this level at creation "Buran-Ô" to develop разгонный block " Tornado ". Development of this block in structure of unified of some разгонных blocks on oxygen-hydrogen fuel was assumed: for a booster rocket "Proton" - 8К82К - разгонный block " Storm ", "Whirlwind" - for rockets-carriers{-bearers} 11К37 and РЛА-125, and "Vesuvius" - for a booster rocket "Vulkan".
In December, 1985 Advice{Council} of the main designers has considered{examined} developed КБ "Salute" the unified number{line} разгонных blocks and has approved creation of impellent installation on the basis of the engine 11Д56У with expected characteristics at a level of characteristics of the American engines of the same period of development. Advice{council} of the main designers has obliged КБ "Salute" to lead the comparative analysis of characteristics developed and existing foreign engines with the purpose of the subsequent development{manufacture} of the plan of action, providing creation of the engine at a level of the best foreign samples. This assignment{order} of Advice{Council} has not been executed.
In April, 1986 deputy minister V.K.Doguzhievym with a view of concentration of efforts of branch and rational use of capacities the decision to unify space разгонные blocks on diameter was accepted, having accepted for base diameter of 4,1 m. КБ "Salute" and КБХМ without the coordination with developers of "Buran-Ô" and "Vulkan" have accepted to development for разгонного block " Storm " and the subsequent oxygen-hydrogen разгонных blocks another which are earlier not considered{examined}, the engine 11Д56УА, which characteristics below, than at 11Д56У: a specific impulse of 447 units instead of 461 at 11Д56У.
Under our report, minister O.D.Baklanov in August, 1986 in Krasnoyarsk has decided to restore the sizes of space blocks for these rockets. To preparation of floor spaces разгонный the block was accepted by diameter 5,5 m and in the length 9 m. to Directors of factories were entrusted to prepare corresponding{meeting} offers on creation of factory and bench bases.
In April, 1987 O.D.Baklanovym 5,5 m in the first quarter 1988 and "Whirlwind" of the same diameter - in the second quarter were entrusted КБ to let out{release} "Salute" additions to the outline sketch разгонного the block ⌠Смерч ■ in diameter. Thus it was provided the first start-up with разгонными blocks to carry out in 1994 with scheduled space vehicles.
КБ "Salute", continuing the line, for разгонного the block of carrier{bearer} " Buran-Ô " has suggested to use the engine 11Д56У1, as the variant developed on the basis of all of the same engine 11Д56УА with a specific impulse raised{increased} up to 461 units. The engine practically should be developed again. It was supposed to create it{him} in 1991 Thus, to 1991 it was planned to create two engines which technological level corresponded{met} 1960 And it occured{happened} in 1987 г...
Than to explain this a retro-development? In a basis of idea the desire to lead modernization of "Proton" laid, first of all. However geometrical parameters of this rocket allowed to place the engine only вынужденно a complex{difficult} configuration. The engine with extremely unmodern characteristics as a result turned out. Perhaps, for this rocket it is an inevitable variant, but what for to pawn a ugly variant for rockets of the future generation? At least, under plans of that time. It was clear, that the management{manual} of the ministry had no in plans of development of blocks for rockets of a superheavy class.
In August, 1987 there was an order of the ministry on maintenance of creation oxygen-hydrogen разгонного block " Storm " for a booster rocket "Proton". In January, 1988, according to the decision of the State commission of Ministerial council on military-industrial questions and the February order of minister, works on creation per 1988-1992 разгонного block " Storm " for the "Proton" providing deducing{removing} of space vehicles in weight up to 3,7 т into a geostationary orbit have begun. In April the organizations-executors and the schedule of works have been approved{confirmed}.
We КБ has been compelled{forced} to come back to development разгонных blocks for "Buran-Ô" and "Vulkan" own forces that has been approved{confirmed} by the order of minister in July, 1988 Head on manufacturing these blocks the factory "Progress" has been certain. In execution{performance} of this order addition to the outline sketch has been developed and in January, 1989 is considered{examined} on Advice{Council} of the main designers. In the project application of the engine of new development РО-95 КБ of A.D.Konopatova - КБХА which has received from us the technical project in December, 1988 was provided
Differences of engines and layout schemes{plans} разгонных blocks in the following. The engine 11Д56УА because of restrictions on length разгонного block " Storm " - 14С41 for a booster rocket "Proton" is placed in a niche of a tank, therefore the design of this engine differs from a base variant 11Д56У. Сопло the engine is cut off and reorientated since diameter of target section 1400 up to 960 mm. It has led to decrease{reduction} in an impulse with 461 up to 447,5 units and, as consequence{investigation}, to loss of weight of a payload at its{his} use in structure of block " Tornado " - 14С40 from 1,2 т (in flights to the Moon and Mars) up to 1,7 т (at deducing{removing} into a geostationary orbit). Steering chambers are placed not in a sheaf of the mid-flight engine, and on the case разгонного the block, and the engine does not represent a single whole - is delivered on assembly by loose. All configuration of the engine is focused on application in specific conditions разгонного block " Storm ". These changes and перекомпоновка the engine have led actual разунификации blocks " Storm " and "Tornado".
The layout scheme{plan} разгонного block " Tornado " for the "Buran-Ô", developed to ours КБ, differed from scheme{plan} КБ considered{examined} in the outline sketch "Salute". Because of the bottom arrangement of bank of an oxidizer "Storm" has adverse centering from the point of view of controllability both on a site of deducing{removing}, and at independent work. The top arrangement of a tank of our oxidizer разгонного the block makes less rigid demands to centering characteristics and allows to reduce потребные operating influences of engines for maintenance of start in weightlessness. Absence of the bottoms of a complex{difficult} configuration and use of the bottoms of the same radius, as at block TS of a booster rocket, allows to come nearer to technology of a factory "Progress" as much as possible. In new configuration of the block, with application of separating turns of the block concerning a cross-section axis, we as much as possible made use of experience of ours КБ on research of behaviour of cryogenic components of fuel.
Oxygen-hydrogen engine RO-95 had draft 10т. Draft has been optimized in view of application of this engine in разгонном block " Vesuvius ". The basic characteristics of the engine corresponded{met} to a level of the best foreign oxygen-hydrogen engines of small draft. The engine is executed on безгенераторной to the scheme{plan}, a specific impulse of 475 units. Bench огневые tests was planned to begin per 1991-1992 the Reality of creation of such engine in target dates was based on experience КБХА of development and working off of engine RD-0120 for "Energia", presence of the strong pilot production, the operating{working} bench base, the developed developed cooperation. Cost estimations showed advantage безгазогенераторной schemes{plans} - smaller quantity{amount} of elements and less intense parameters which reduce cost of development and manufacturing, and higher reliability reduces expenses for operation. All this has allowed developers of liquid engines to draw a conclusion on preferability безгазогенераторной schemes{plans} for oxygen-hydrogen engines perspective space разгонных blocks.
Безгазогенераторная the scheme{plan} and the scheme{plan} with reburning generating gas were compared by efficiency at a choice of engines to total draft 9,1 т. In case of smaller draft of the engine some increase in weight of a payload is provided безгазогенераторная with the scheme{plan}, and at greater draft - the scheme{plan} with reburning generating gas. The scheme{plan} with use газогенератора without reburning generating gas considerably concedes to them under power characteristics. The same conclusion can be made of comparison of a specific impulse of draft which is provided with engines of American firms " Рокетдайн ", "Pratt-Уитни" and "Аэроджет". Three impellent firms as it was already marked{celebrated}, the basic attention give all to the engines using безгазогенераторную the scheme{plan}. If in the first studies on these engines pressure in the chamber of combustion was limited to a range 85-100 атм., last years the tendency to increase in pressure in the chamber - more than 140 атм was observed. Thus, pressure in the chamber of combustion of the engines constructed on безгазогенераторной to the scheme{plan}, has left on a level of characteristics of engines the EXPERT (ASE) with reburning generating gas.
The expressed tendency to increase in a geometrical degree of expansion сопла was observed. If at the engine the EXPERT it{she} made 400, that, according to studies 1983, geometrical degree of expansion at of some engines безгазогенераторной schemes{plans} has left on a level 1200-1300. The increase in a geometrical degree of expansion сопла was carried out almost without increase in weight of engines. Due to use of two sliding сопловых насадков the length of engines with a geometrical degree of expansion 1300 even has been reduced up to 1,02 m in a non-working condition. Due to use of a high degree of expansion of gas in соплах, perfection of processes in the chamber of combustion and сопле, and also the raised{increased} heating of hydrogen in a shirt of cooling and the high regenerative additive the specific impulse of draft of perspective space engines has been increased with 476 with, as at the EXPERT, up to 492 with, as in last studies of firm " Рокетдайн ".
The majority of variants of engines have draft 6,8 т. This draft is considered optimum for engines space разгонных blocks with initial weight 29,5-45,4 т in case of fast transportation of payloads a geostationary orbit. Results of earlier studies testified to weak dependence of weight of a payload on draft of engines in a range of drafts from 4,5 up to 11 т, with initial weight of blocks 29,5-45,4 т.
Firm " áÝÓ«ñªÑÔ " in last studies considered{examined} engines with draft 1,36 т. Experts of firm considered{counted}, that use of a sheaf from four such engines is more favourable, than one with draft 6,8 т, as from the point of view of safety, and configuration on разгонном the block. The weight of four engines with draft on 1,36 т differs from weight of one engine with draft 6,8 т a little.
In studies of all of three двигателестроительных firms it is provided discrete дросселирование engines on draft in a wide range by use of three modes: nominal, lowered with working турбонасосным the unit, and also lowered подбаковым pressure with the disconnected{switched-off} cores and бустерными pumps. Presence of three operating modes essentially simplifies operation of engines in space conditions at repeated inclusion of the mid-flight engine during one flight.
For creation of superheavy rockets-carriers{-bearers} in the USA later were developed new space разгонные blocks and interorbital tows with cryogenic liquid engines draft 11,8 and 22,7 т for replacement of oxygen-hydrogen engine RL-10 of firm " Pratt-Уитни ".
In February, 1989 Y.N.Kopteva's Central administrative board approves{confirms} at V.K.Doguzhieva, minister of the general{common} mechanical engineering, the decision concerning development of the oxygen-hydrogen engine for unified of some разгонных blocks. The decision was formed with attraction of all institutes of branch, КБ developers разгонных blocks and engines. In the decision affirmed, that the engine 11Д56У КБ chemical mechanical engineering (main designer N.I.Leontev) with a level of draft 7,5 т - is close to optimum. The specific impulse of 461-466 units exceeds specific impulses of oxygen-hydrogen engines of the USA maintained at that time (444 units), France (442 units), China (425 units) and Japan (449 units). It is necessary to note, that the resulted{brought} characteristics of "maintained" engines - twenty years' prescription.
Further in the decision it was marked{celebrated}, that again developed 11Д56У concedes to these engines under mass characteristics on the average only on 30 %. " Recently, - nevertheless it is noted in the document, - in the USA the demonstration prototype of the engine with a specific impulse of 476 units " is created. Further - a vast explanation at comparative cost. Data энергопотерь are cited at application of the engine 11Д56У - they make only 2-4 % from weight of a payload. The main thing - new useful loadings for rockets-carriers{-bearers} " the Buran-Ô is noted "and the more so" Vulkan " are only in a stage of study. And it is valid so. The matter is that, moving strictly on earlier planned way of unification of engines and разгонных blocks, it would be possible to create the most powerful base for expansion of opportunities of rockets-carriers{-bearers} " the Proton "," the Buran-Ô ", 11К37, " Zenith "and" the Vulkan ". Developers of "Buran-Ô", "Vulkan", PJIA-125 counted, that at occurrence highly effective разгонного the block for "Proton" on a course one of items{points} - with large space platforms - the general{common} program of development of the Moon, Mars and a geostationary orbit will be solved. We considered{counted}, that with development of such block the problem interplanetary разгонного the block finally and positively is solved, but to realize a perspective design of the long-term program on decisions of " deep olden time ", at least, irrationally.
Further, the decision recommended application of the engine 11Д56У which under some conditions could be a little bit improved, and opening of research experimental work on creation of the perspective engine. Considering, that a booster rocket "Proton" cheaper, than "Buran-Ô", the document obliged to fulfil questions of creation of such blocks on this rocket, having provided completion of a starting complex under accommodation of cryogenic hydrogen, with input per 1991-1992
With reasons in favour of development of the modern engine minister has left my written objection without the answer.
Works on delivery of initial data for our adjacent organizations, to release of the design documentation, the coordination and end of registration of schedules of creation разгонного the block us proceeded. The project of the decision of the State commission on military-industrial questions and the general schedule in the coordinated{agreeed} kind has been directed to the ministry in June, 1989 In July the ministry has returned all materials, giving reason for refusal by absence of financing and the coordinated{agreeed} program of target use. Final registration of the developed schedules at present considered{counted} the ministry inexpedient. The further works on разгонному to the block and the cargo container were offered to be spent within the limits of creation of satellite communication systems.
Refusal in release of the governmental document regulating and организующего development of a rocket of "Energia" in a transport variant or, under the old name, "Buran-Ô", meant in translation{transfer} on clear all language - cessation of work in this direction. It is necessary to emphasize, that a choice of type разгонного the block for "Energia" and the engine for it{him} were not a local problem{task} in the program. If there is no transport system - разгонного the block there is no also a rocket. Разгонный the block - the third missile stage is a basic part of a complex. It is known, that for coherent, television and other space vehicles the geostationary orbit is necessary. For example, the booster rocket ⌠Зенит ■ without the third step is poor, as problems{tasks} of two-level rockets have strict borders.
Thus, struggle for разгонный the block is a struggle for prospect of a rocket. Разгонный the block for "Energia" has been rolled up" by the cleverest device of the ministry... There Was a small hope for a coherent platform...

Original version of the text

Разгонные блоки

В октябре 1983 г. Министерство общего машиностроения расширило круг разработчиков ракеты-носителя "Буран-Т". К разработке космического разгонного блока было подключено КБ "Салют", генеральный конструктор Д.А.Полухин. В 1984 г., в августе, подключен Красноярский машиностроительный завод. С 1985 г. этот завод должен был начать серийное производство разгонных блоков типа ДМ, 11С86, 11С861, 11С824 и унифицированных разгонных блоков на кислородно-водородном топливе с использованием двигателей 11Д56У.
Постановлением правительства в декабре 1984 г., утверждая программу на 1986-1995 гг., было предусмотрено впервые на этом уровне при создании "Буран-Т" разработать разгонный блок "Смерч". Предполагалась разработка этого блока в составе унифицированного ряда разгонных блоков на кислородно-водородном топливе: для ракеты-носителя "Протон" - 8К82К - разгонный блок "Шторм", "Вихрь" - для ракет-носителей 11К37 и РЛА-125, и "Везувий" - для ракеты-носителя "Вулкан".
В декабре 1985 г. Совет главных конструкторов рассмотрел разработанный КБ "Салют" унифицированный ряд разгонных блоков и одобрил создание двигательной установки на базе двигателя 11Д56У с ожидаемыми характеристиками на уровне характеристик американских двигателей того же периода разработки. Совет главных конструкторов обязал КБ "Салют" провести сравнительный анализ характеристик разрабатываемого и существующих зарубежных двигателей с целью последующей выработки плана действий, обеспечивающих создание двигателя на уровне лучших зарубежных образцов. Это поручение Совета не было выполнено.
В апреле 1986 г. заместителем министра В.Х.Догужиевым в целях концентрации усилий отрасли и рационального использования производственных мощностей было принято решение унифицировать космические разгонные блоки по диаметру, приняв за базу диаметр 4,1 м. КБ "Салют" и КБХМ без согласования с разработчиками "Бурана-Т" и "Вулкана" приняли к разработке для разгонного блока "Шторм" и последующих кислородно-водородных разгонных блоков другой, ранее не рассматривающийся, двигатель 11Д56УА, характеристики которого ниже, чем у 11Д56У: удельный импульс 447 единиц вместо 461 у 11Д56У.
По нашему докладу, министр О.Д.Бакланов в августе 1986 г. в Красноярске решил восстановить размеры космических блоков для этих ракет. К подготовке производственных площадей разгонный блок принимался диаметром 5,5 м и длиной 9 м. Директорам заводов было поручено подготовить соответствующие предложения по созданию заводской и стендовой баз.
В апреле 1987 г. О.Д.Баклановым было поручено КБ "Салют" выпустить дополнения к эскизному проекту разгонного блока ⌠Смерч■ диаметром 5,5 м в первом квартале 1988 г. и "Вихрь" того же диаметра - во втором квартале. При этом предусматривалось первые пуски с разгонными блоками осуществить в 1994 г. с плановыми космическими аппаратами.
КБ "Салют", продолжая свою линию, для разгонного блока носителя "Буран-Т" предложило использовать двигатель 11Д56У1, как вариант, разрабатываемый на базе все того же двигателя 11Д56УА с повышенным до 461 единиц удельным импульсом. Двигатель практически должен был быть разработан вновь. Предполагалось создать его в 1991 г. Таким образом, к 1991 г. планировалось создать два двигателя, технический уровень которых соответствовал 1960 г. И это происходило в 1987 г...
Чем объяснить эту ретро-разработку? В основе идеи лежало, прежде всего, желание провести модернизацию "Протона". Однако геометрические параметры этой ракеты позволяли разместить двигатель только вынужденно сложной конфигурации. В результате получался двигатель с чрезвычайно несовременными характеристиками. Может быть, для этой ракеты это неизбежный вариант, но зачем закладывать уродливый вариант для ракет будущего поколения? По крайней мере, по планам того времени. Было ясно, что руководство министерства не имело в планах разработки блоков для ракет супертяжелого класса.
В августе 1987 г. вышел приказ министерства об обеспечении создания кислородно-водородного разгонного блока "Шторм" для ракеты-носителя "Протон". В январе 1988 г., в соответствии с решением Государственной комиссии Совета министров по военно-промышленным вопросам и февральским приказом министра, начались работы по созданию в 1988-1992 гг. разгонного блока "Шторм" для "Протона", обеспечивающего выведение космических аппаратов массой до 3,7 т на геостационарную орбиту. В апреле были утверждены организации-исполнители и график работ.
Наше КБ было вынуждено возвратиться к разработке разгонных блоков для "Бурана-Т" и "Вулкана" собственными силами, что было утверждено приказом министра в июле 1988 г. Головным по изготовлению этих блоков был определен завод "Прогресс". Во исполнение этого приказа было разработано дополнение к эскизному проекту и в январе 1989 г. рассмотрено на Совете главных конструкторов. В проекте предусматривалось применение двигателя новой разработки РО-95 КБ А.Д.Конопатова - КБХА, которое получило от нас техническое задание в декабре 1988 г.
Отличия двигателей и компоновочных схем разгонных блоков в следующем. Двигатель 11Д56УА из-за ограничений по длине разгонного блока "Шторм" - 14С41 для ракеты-носителя "Протон" размещен в нише бака, поэтому конструкция этого двигателя отличается от базового варианта 11Д56У. Сопло двигателя обрезано и перепрофилировано с диаметра выходного сечения 1400 до 960 мм. Это привело к снижению импульса с 461 до 447,5 единиц и, как следствие, к потере массы полезного груза при его использовании в составе блока "Смерч" - 14С40 от 1,2 т (в полетах к Луне и Марсу) до 1,7 т (при выведении на геостационарную орбиту). Рулевые камеры размещены не в связке маршевого двигателя, а на корпусе разгонного блока, и двигатель не представляет собой единого целого - поставляется на сборку россыпью. Вся компоновка двигателя ориентирована на применение в специфических условиях разгонного блока "Шторм". Эти изменения и перекомпоновка двигателя привели к фактической разунификации блоков "Шторм" и "Смерч".
Компоновочная схема разгонного блока "Смерч" для "Бурана-Т", разработанная нашим КБ, отличалась от рассмотренной в эскизном проекте схемы КБ "Салют". Из-за нижнего расположения банка окислителя "Шторм" имеет неблагоприятную центровку с точки зрения управляемости как на участке выведения, так и при автономной работе. Верхнее расположение бака окислителя нашего разгонного блока предъявляет менее жесткие требования к центровочным характеристикам и позволяет уменьшить потребные управляющие воздействия двигателей для обеспечения запуска в невесомости. Отсутствие днищ сложной конфигурации и использование днищ того же радиуса, что и у блока Ц ракеты-носителя, позволяет максимально приблизиться к технологии завода "Прогресс". В новой компоновке блока, с применением сепарирующих разворотов блока относительно поперечной оси, мы максимально использовали опыт нашего КБ по исследованию поведения криогенных компонентов топлива.
Кислородно-водородный двигатель РО-95 имел тягу 10т. Тяга была оптимизирована с учетом применения этого двигателя в разгонном блоке "Везувий". Основные характеристики двигателя соответствовали уровню лучших зарубежных кислородно-водородных двигателей малой тяги. Двигатель выполнен по безгенераторной схеме, удельный импульс 475 единиц. Стендовые огневые испытания планировалось начать в 1991-1992 гг. Реальность создания такого двигателя в установленные сроки базировалась на опыте КБХА разработки и отработки двигателя РД-0120 для "Энергии", наличии сильного опытного производства, действующей стендовой базы, сложившейся развитой кооперации. Стоимостные оценки показывали преимущество безгазогенераторной схемы - меньшее количество элементов и менее напряженные параметры, которые снижают стоимость разработки и изготовления, а более высокая надежность уменьшает затраты на эксплуатацию. Все это позволило разработчикам жидкостных двигателей сделать вывод о предпочтительности безгазогенераторной схемы для кислородно-водородных двигателей перспективных космических разгонных блоков.
Безгазогенераторная схема и схема с дожиганием генераторного газа сравнивались по эффективности при выборе двигателей с суммарной тягой 9,1 т. В случае меньшей тяги двигателя некоторое увеличение массы полезного груза обеспечивает безгазогенераторная схема, а при большей тяге - схема с дожиганием генераторного газа. Схема с использованием газогенератора без дожигания генераторного газа значительно уступает им по энергетическим характеристикам. Такой же вывод можно сделать из сравнения удельного импульса тяги, который обеспечивают двигатели американских фирм "Рокетдайн", "Пратт-Уитни" и "Аэроджет". Все три двигательные фирмы, как это уже отмечалось, основное внимание уделяют двигателям, использующим безгазогенераторную схему. Если в первых проработках по этим двигателям давление в камере сгорания ограничивалось диапазоном 85-100 атм., то в последние годы наблюдалась тенденция к увеличению давления в камере - более 140 атм. Таким образом, давление в камере сгорания двигателей, построенных по безгазогенераторной схеме, вышло на уровень характеристик двигателей АСЕ (ASE) с дожиганием генераторного газа.
Наблюдалась выраженная тенденция к увеличению геометрической степени расширения сопла. Если у двигателя АСЕ она составляла 400, то, согласно проработкам 1983 г., геометрическая степень расширения у ряда двигателей безгазогенераторной схемы вышла на уровень 1200-1300. Увеличение геометрической степени расширения сопла осуществлялось почти без увеличения массы двигателей. За счет использования двух выдвижных сопловых насадков длина двигателей с геометрической степенью расширения 1300 была даже уменьшена до 1,02 м в нерабочем состоянии. За счет использования высокой степени расширения газа в соплах, совершенства процессов в камере сгорания и сопле, а также повышенного подогрева водорода в рубашке охлаждения и высокой регенеративной добавки удельный импульс тяги перспективных космических двигателей был увеличен с 476 с, как у АСЕ, до 492 с, как в последних проработках фирмы "Рокетдайн".
Большинство вариантов двигателей имеют тягу 6,8 т. Эта тяга считается оптимальной для двигателей космических разгонных блоков с начальной массой 29,5-45,4 т в случае быстрой транспортировки полезных грузов на геостационарную орбиту. Результаты более ранних проработок свидетельствовали о слабой зависимости массы полезного груза от тяги двигателей в диапазоне тяг от 4,5 до 11 т, с начальной массой блоков 29,5-45,4 т.
Фирма "Аэроджет" в последних проработках рассматривала двигатели с тягой 1,36 т. Специалисты фирмы считали, что использование связки из четырех таких двигателей выгоднее, чем одного с тягой 6,8 т, как с точки зрения безопасности, так и компоновки на разгонном блоке. Масса четырех двигателей с тягой по 1,36 т мало отличается от массы одного двигателя с тягой 6,8 т.
В проработках всех трех двигателестроительных фирм предусматривается дискретное дросселирование двигателей по тяге в широком диапазоне путем использования трех режимов: номинального, пониженного с работающим турбонасосным агрегатом, а также пониженного подбаковым давлением с отключенными основными и бустерными насосами. Наличие трех режимов работы существенно упрощает эксплуатацию двигателей в космических условиях при многократном включении маршевого двигателя в ходе одного полета.
Для создания сверхтяжелых ракет-носителей в США позднее разрабатывались новые космические разгонные блоки и межорбитальные буксиры с криогенными жидкостными двигателями тягой 11,8 и 22,7 т для замены кислородно-водородного двигателя РЛ-10 фирмы "Пратт-Уитни".
В феврале 1989 г. Главное управление Ю.Н.Коптева утверждает у В.Х.Догужиева, министра общего машиностроения, решение по вопросу разработки кислородно-водородного двигателя для унифицированного ряда разгонных блоков. Решение формировалось с привлечением всех институтов отрасли, КБ разработчиков разгонных блоков и двигателей. В решении утверждалось, что двигатель 11Д56У КБ химического машиностроения (главный конструктор Н.И.Леонтьев) с уровнем тяги 7,5 т - близок к оптимальному. Удельный импульс 461-466 единиц превышает удельные импульсы эксплуатируемых в то время кислородно-водородных двигателей США (444 единицы), Франции (442 единицы), Китая (425 единиц) и Японии (449 единиц). Следует отметить, что приведенные характеристики "эксплуатируемых" двигателей - двадцатилетней давности.
Далее в решении отмечалось, что вновь разрабатываемый 11Д56У уступает этим двигателям по массовым характеристикам в среднем лишь на 30 %. "В последнее время, - все же отмечено в документе, - в США создан демонстрационный прототип двигателя с удельным импульсом 476 единиц". Дальше - пространное объяснение по сравнительной стоимости. Приведены данные энергопотерь при применении двигателя 11Д56У - они составляют всего 2-4 % от массы полезного груза. Отмечено главное - новые полезные нагрузки для ракет-носителей "Буран-Т" и тем более "Вулкана" находятся только в стадии проработки. И это действительно так. Дело в том, что, двигаясь строго по ранее намеченному пути унификации двигателей и разгонных блоков, можно было бы создать мощнейшую базу для расширения возможностей ракет-носителей "Протон", "Буран-Т", 11К37, "Зенит" и "Вулкан". Разработчики "Бурана-Т", "Вулкана", PJIA-125 рассчитывали, что при появлении высокоэффективного разгонного блока для "Протона" по ходу решится один из пунктов - с крупными космическими платформами - общей программы освоения Луны, Марса и геостационарной орбиты. Мы считали, что с разработкой такого блока окончательно и положительно решается проблема межпланетного разгонного блока, но реализовать перспективную конструкцию долгосрочной программы на решениях "глубокой старины", по крайней мере, нерационально.
Далее, решение рекомендовало применение двигателя 11Д56У, который при некоторых условиях мог быть несколько улучшен, и открытие научно-исследовательской экспериментальной работы по созданию перспективного двигателя. Учитывая, что ракета-носитель "Протон" более дешевая, чем "Буран-Т", документ обязывал отработать вопросы создания такого рода блоков на этой ракете, обеспечив доработку стартового комплекса под размещение криогенного водорода, с вводом в 1991-1992 гг.
Мое письменное возражение с доводами в пользу разработки современного двигателя министр оставил без ответа.
Работы по выдаче исходных данных для наших смежных организаций, выпуску конструкторской документации, согласованию и завершению оформления графиков создания разгонного блока нами продолжались. Проект решения Государственной комиссии по военно-промышленным вопросам и генеральный график в согласованном виде был направлен в министерство в июне 1989 г. В июле министерство вернуло все материалы, аргументируя отказ отсутствием финансирования и согласованной программы целевого использования. Окончательное оформление разработанных графиков в данное время министерство считало нецелесообразным. Дальнейшие работы по разгонному блоку и грузовому контейнеру предлагалось проводить в рамках создания спутниковых систем связи.
Отказ в выпуске правительственного документа, регламентирующего и организующего разработку ракеты "Энергия" в транспортном варианте или, по старому наименованию, "Бурана-Т", означал в переводе на понятный всем язык - прекращение работ в этом направлении. Следует подчеркнуть, что выбор типа разгонного блока для "Энергии" и двигателя для него были не локальной задачей в программе. Если нет транспортной системы - разгонного блока, то нет и ракеты. Разгонный блок - третья ступень ракеты - это основная часть комплекса. Известно, что для связных, телевизионных и других космических аппаратов нужна геостационарная орбита. Например, ракета-носитель ⌠Зенит■ без третьей ступени бедна, так как задачи двухступенчатых ракет имеют строгие границы.
Таким образом, борьба за разгонный блок - это борьба за перспективу ракеты. Разгонный блок для "Энергии" был "замотан" умнейшим аппаратом министерства... Оставалась небольшая надежда на связную платформу...