Рис.1. РН семейства Atlas 5 (слева направо) серий 300 (обтекатель MPF), 400 (обтекатель EPF), 500 (обтекатель 5-m Short PLF) и Heavy (обтекатель 5-m Large PLF). Рис. автора

Новый

Atlas

Соединенных

Штатов

Необходимость создания нового носителя серии Atlas возникла у Lockheed Martin Astronautics в связи с общей тенденцией увеличения масс коммерческих КА, которая проявляется в последние 10–12 лет и прогнозируется на ближайшее десятилетие. Lockheed Martin Astronautics всегда старалась опережать потребности рынка, создавая новые модификации своих РН. Так, начав в 1990 г. с Atlas 1, способного вывести на геопереходную орбиту (ГПО, высотой 35786x5500 км и наклонением 25°) немногим более 2 т, компания планирует в этом году начать пуски уже Atlas 3A, а в следующем – Atlas 3B, выводящих на ГПО до 4.5 т

Табл. 1. РН серии Atlas для коммерческих запусков
(статистика по запускам, закупленным и пока свободным РН, представлена по состоянию на 01.03.1999 г.)
	Atlas 1	Atlas 2/2A	Atlas 2AS	Atlas 3A/3B
Мпн на ГПО, к Первый запуск РН Число пусков РН Число уже проданных РН Число еще не проданных РН Общий заказ на РН	2177 07.1990 11 0 0 11	2631/3066 12.1991/ 06.1992 25 8 0 33	3719 12.1993 15 10 5 30	4060/4500 06.1999/ 07.2000 0 5 24 29

полезного груза. Динамика создания РН серии Atlas для коммерческих запусков в 1990–2000 гг. и нынешнее состояния дел с этими носителями представлены в табл. 1. Следующей РН в серии Atlas должно стать семейство Atlas 4. Оно создается в рамках программы EELV, финансируемой ВВС США. Основной принцип, заложенный в конструкцию семейства Atlas 4 – модульность, т.е. РН разной грузоподъемности собираются из ограниченного числа одинаковых элементов. Тем самым снижается стоимость разработки и изготовления РН, упрощается технология ее производства и подготовки к пуску. Однако основная часть контракта по EELV пойдет на модернизацию стартовых комплексов на мысе Канаверал и базе Ванденберг с целью сокращения времени на предстартовую подготовку РН. Поскольку РН Atlas 4 создается на государственные деньги, она не может использоваться для коммерческих запусков. К тому же семейство этих РН разрабатывается под определенные полезные нагрузки Министерства обороны, порой значительно отличающиеся от тех, которые сейчас существуют или планируются для рынка коммерческих полезных нагрузок. В связи с этими обстоятельствами Lockheed Martin Astronautics и приступило к разработке семейства Atlas 5, способного доставлять на ГПО от 4.1 до 8.2 т. Эти РН создаются прежде всего для коммерческого рынка. Как заявил Джейни Бест, «программа Atlas 5 преследует цель снижения издержек при росте надежности носителей». Именно с учетом существующих и прогнозируемых потребностей рынка определялось тактико-техническое задание на семейство Atlas 5.

Однако возможно использование этих РН и для государственных заказчиков, в т.ч. и для ВВС США (как это делается сейчас с «коммерческими» РН Atlas 2A). Военные заказчики понимают положительный эффект от коммерческого рынка, а потому считают вполне рациональными инвестиции в коммерческие программы создания новых РН. Именно поэтому ВВС США тоже вкладывает средства в разработку семейства Atlas 5. Однако этот вклад существенно меньше, чем вклад самой компании Lockheed Martin в эту программу. Таким образом, это совершенно разные вещи: семейство РН Atlas 4 по программе EELV и семейство РН Atlas 5.

Переходным этапом от используемого сейчас семейства Atlas 2 к семейству Atlas 5 станут РН Atlas 3A и 3B. На первой из них будет отработана новая ДУ первой ступени на основе российского двигателя РД-180. Также баковый отсек у 3A на 10 футов (3 м) длиннее, чем у 2AS. На РН Atlas 3B будет испытан новый вариант разгонного блока (РБ) Centaur 3, который длиннее используемого сейчас на РН серии Atlas 2 РБ Centaur 2 на 5.5 футов (1.68 м) и имеет ДУ с двумя двигателями RL10A-4-1. Эти элементы Atlas 3 будут использоваться в семействе Atlas 5.

Табл. 2. Комплектации РН серии Atlas 5
Серия	300	400	500	Heavy
Диаметр ГО, м Число ускорителей Число двигателей РБ Centaur 3	3.3 MPF 0 1 или 2	4.2 LPF, EPF 0 1 или 2	5.4 Short, Medium от 0 до 5 SRB 1 или 2	5.4 Large 2 CCB™ 1

Основой для создания семейства Atlas 5 станет общий центральный ракетный блок Common Core Booster™ (CCB™). Идея этого блока «перекочевала» из программы EELV. Блок имеет длину 32.46 м, диаметр – 3.81 м, массу топлива (жидкий кислород + керосин RP-1) – 284453 кг. ДУ CCB™ – двигатель РД-180; тяга на уровне моря – 3827 кН, в вакууме – 4152 кН; удельный импульс – соответственно 311.3 и 337.8 сек. Однако если на РН семейства Atlas 3 профиль изменения тяги этого двигателя меняется в ходе 184-секундной работы по программе 74.3%–92.4%–63.7%–84.6%–47.0%, то в случае Atlas 5 этот профиль в ходе 230-секундной работы имеет вид 100%–95%–47%. То есть для применения РД-180 на Atlas 5 потребуются дополнительные испытания двигателя на больший срок работы и при больших значениях тяги.

По состоянию на середину марта двигатель РД-180 во время испытаний уже наработал более 13000 сек. В конце марта РД-180 должен быть сертифицирован для использования на РН Atlas 3 (в феврале это сделать не успели). Есть, правда, еще одно необходимое условие для использования этого ЖРД на РН серии Atlas: необходимо наладить его производство в США, иначе, по законам Соединенных Штатов, на РН с РД-180 нельзя будет проводить запуски федеральных полезных нагрузок (Минобороны и NASA).

В качестве второй ступени семейство Atlas 5 использует РБ Centaur 3 с одним или двумя двигателями RL10A-4-2 (топливо жидкий водород + жидкий кислород). Один двигатель имеет тягу в вакууме – 99.2 кН и удельный импульс – 450.5 сек. Длина РБ – 12.68 м, диаметр – 3.05, масса заправленного блока – 22825 кг.

В отличие от РН Atlas 3, на РН Atlas 5 планируется использовать стартовые твердотопливные ускорители (Solid Rocket Busters SRB). Их разработка и производство поручены компании Aerojet. Длина одного SRB – 17.7 м, диаметр – 1.55 м, стартовая масса – 40824 кг, тяга на уровне моря – 1134 кН, удельный импульс – 275 сек.

Для РН серии Atlas 5 применяется три типа обтекателей (ГО):

• 3-метровый средний обтекатель (Medium Payload Fairing, MPF; диаметром 3.3 м, длиной 10.4 м);

• 4-метровый длинный (Large Payload Fairing, LPF; диаметром 4.2 м, длиной 12.0 м) и удлиненный (Extended-length Payload Fairing, EPF; диаметром 4.2 м, длиной 12.9 м);

• 5-метровый короткий (5-m Short Pay-load Fairing; диаметром 5.4 м, длиной 20.7 м), средний (5-m Medium Payload Fairing; диаметром 5.4 м, длиной 23.4 м) и длинный (5-m Large Payload Fairing; диаметром 5.4 м, длиной 26.4 м).

Также для серии Atlas 5 разработан центральный модуль системы управления (Common Avionics Module). Он устанавливается на РБ Centaur 3.

Из этих «кубиков» планируется собирать РН четырех серий (рис. 1): 300-й, 400-й, 500-й (по диаметру ГО) и HLV (Heavy Launch Vehicle). РН первых трех серий имеют трехцифирное обозначение, где первая цифра – диаметр используемого обтекателя, вторая – число используемых ускорителей SRB, третья – число двигателей у блока Centaur 3. Комплектации РН семейства Atlas 5 приведены в табл. 2.

У этих четырех серий есть свои особенности:

1. Серии Atlas 5 300 (с 3-метровым ГО) и Atlas 5

Рис.2. 1 – створки обтекателя; 2 – разгонный блок Centaur; 3 – двигатель РД-180; 4 – твердотопливные ускорители; 5 – общий центральный ракетный блок CCB; 6 – межступенчатый переходник; 7 – двигатели RL10. Рис. ILS

Have создаются по заказу правительства США под федеральные космические программы. Однако если найдутся для этих РН частные заказчики, то такие носители будут изготовлены и для них.

2. Ускорители SRB используются только для серии 500. Их может быть от 0 до 5.

3. В качестве ускорителей серии HLV использует еще два блока CCBд. При запуске боковые блоки работают на 1000% тяги, центральный – на 47%. После выработки топлива в боковых блоках они отделяются, а двигатель центрального переводится на 100% тяги.

4. Вариант блока Centaur 3 с двумя двигателями используется в основном для запусков аппаратов на низкие орбиты, хотя есть варианты траекторий и для геопереходной орбиты. Этот вариант совсем не используется на серии Heavy.

5. В сериях 500 и Heavy блок Centaur 3 располагается внутри ГО, что требует его подготовки в помещениях с уровнем чистоты выше 100000, как для КА.

6. Серии 300 + 400, 500 и Heavy имеют свои составы бортовой авионики.

Характеристики всех вариантов РН семейства Atlas 5 приведены в табл. 3.

Пуски РН семейства Atlas 5 планируется проводить как со Станции ВВС США «Мыс Канаверал» (там строится новый стартовый комплекс LC-41), так и с базы ВВС США Ванденберг (модернизируется комплекс SLC-3W). После завершения создания этих комплексов время подготовки на полигоне Atlas 5 серий 300/400 составит 10 дней, серий 500 и Heavy – на несколько дней больше. Экономия времени будет достигаться за счет качественно нового стартового оборудования и исключения некоторых используемых сейчас при подготовке к пуску операций (в частности, т.н. «мокрой» (криогенной) репетиции на стартовом столе). В связи с этими новациями станет возможным проводить до 19 запусков Atlas 5 в год. Это число диктуется не какими-либо промышленными ограничениями в Lockheed Martin Astronautics, а возможностями стартовых комплексов (их «пропускной способностью»).

Первый пуск РН Atlas 5 300/400 планируется сейчас Lockheed Martin Astronautics на IV квартал 2001 г., РН Atlas 5 Heavy – в IV квартале 2002 г.

Источники:
1. ILS User's Conference, March 15-19, 1999, Keystine, Colorado, USA.
2. Atlas Launch System Mission Planner's Guide, revision 7, ILS, 1999.
3. Atlas Launch System Mission Planner's Guide, Atlas V Addendum, ILS, 1999.

Табл. 3. Масса полезной нагрузки, выводимой РН семейства Atlas 5 на различные орбиты, кг
Комплектация
Тип орбиты	Число двигателей РБ	301/302	401/402	501/502	511/512	521/522	531/532	541/542	551/552	HLV
Геопереходная	1 2	5100 5350	5000 5250	4100 4450	4900 п/о	6000 п/о	6900 п/о	7600 п/о	8200 п/о	13150 н/п
Геостационарная	1 2	н/п н/п	н/п н/п	1500 н/п	1750 н/п	2200 н/п	3000 н/п	3400 н/п	3750 н/п	6350 н/п
Полярная (H=185 км)	1 2	8150 10950	8000 10750	6700 9050	8350 10200	9950 11800	11450 14600	12650 15850	13600 17000	19050 н/п
Низкая (H=185 км, i=28.5°)	1 2	10000 12700	9850 12500	8300 10300	10200 12050	11950 13950	13750 17250	15200 18750	16350 20050	19050 н/п
Примечания: н/п — не применяется, п/о — подлежит определению.

От «Протона-К»

до «Протона-М»

По прогнозам некоторых аналитиков, массы некоторых КА могут достичь 12000 фунтов (5500 кг). С учетом этого ГКНПЦ им. М.В.Хруничева еще в 1992 г. приступил к модернизации РН 8К82К «Протон-К» и созданию новой РН 8К82КМ «Протон-М». В 1994 г. началось создание нового разгонного блока 14С43 «Бриз М». В этом и следующем годах начнутся летно-конструкторские испытания.

Основные отличия «Протона-К» от «Протона-М» состоят в следующем:

— использование вместо разгонного блока (РБ) серии ДМ (производство РКК «Энергия» им. С.П.Королева) нового РБ «Бриз М» (производство Центра Хруничева) с лучшими энергетическими и габаритными характеристиками;

— использование форсированных на 7% двигателей I ступени РН 14Д14 и на 5% двигателей II ступени 8Д411К (3 шт.) и 8Д412К (1 шт.);

— усиление конструкции хвостового отсека III ступени и переднего отсека II ступени;

— облегчение конструкции ускорителей I, II и III ступеней за счет использования новых конструкционных материалов;

– создание нового негерметичного приборного отсека из углепластиковых композиционных материалов;

– создание новой системы управления РН (НИИ АП, главный конструктор Юрий Трунов) на базе бортовой вычислительной машины (масса СУ составит всего около 200 кг). Для этой СУ будет не нужна наземная система наведения. Она позволит оптимизировать алгоритмы управления, повысит экологичность РН за счет более полной выработки топлива и снижения остатков на 40%;

– создание новой системы измерения уровня топлива, которая сократит остатки.

Эти мероприятия должны привести к тому, что грузоподъемность «Протона-М», по сравнению с «Протоном-К», возрастет с 4350 до 5500 кг на ГПО и с 19760 до 21000 кг на низкую орбиту (H=200 км, i=51.6°).

Для «Протона-М» с РБ «Бриз М» разработаны два типа головных обтекателей (ГО): удлиненный (длина – 13783 мм, диаметр – 4100 мм) на базе головного обтекателя модулей станции «Мир» (рис. 1, 1) и стандартный (длина – 12183 мм, диаметр – 4100 мм) (рис. 1, 2).

Создается и обтекатель для групповых пусков на низкую орбиту длиной 18920 мм и диаметром от 4500 до 4350 мм (рис. 1, 3). В этом варианте запусков на «Протоне-М» РБ «Бриз М» будет использоваться без сбрасываемого бака. В состав головной космической части войдут верхний и нижний диспенсеры и переходной отсек. На низкую орбиту высотой 450 км и наклонением 51.6° «Протон-М» в такой комплектации сможет доставить 16600 кг полезной нагрузки, из которых 3000 кг приходится на диспенсеры и переходный отсек. ГО для групповых пусков на низкую орбиту и система разделения могут быть применены и для парных пусков КА на ГПО.

Заключительным этапом модернизации «Протона» станет создание криогенной верхней ступени – КВРБ (Кислородно-водородного разгонного блока). С этим блоком «Протон-М» сможет выводить на ГПО полезные нагрузки массой 6800 кг. Пока разрабатывается два варианта блока с различными двигательными установками: с генераторной (вариант двигателя RL10А-4-1 или -2) и безгенераторной (вариант двигателя КВД-1 для индийского разгонного блока 12КРБ) схемах. Генераторный двигатель использует основные компоненты топлива для работы ТНА и подачи компонентов в камеры, безгенераторный двигатель использует специальное топливо для работы ТНА. Для запусков КВРБ разработан новый ГО увеличенного диаметра с одновременным сбросом верхних (диаметром 5000 мм) и нижней (диаметром 4100 мм) частей створок (рис. 1, 4).

Диаграмма 1. Прогноз динамики изменения массы коммерческих полезных нагрузок, выводимых на ГПО

К середине марта уже закончена стендовая отработка всех систем, в т.ч. ДУ и СУ «Бриза М». Заканчиваются комплексные испытания первого летного блока. По «Протону-М» были изготовлены аналоги для наземной отработки. В апреле планировалось начать отработку СУ. Идет изготовление первого летного изделия.

Предусмотрен поэтапный переход с РН «Протон-К» на РН «Протон-М» в течение 1999-2000 гг. В рамках программы «Протон-М» Центр Хруничева уже выполнил один пуск. Это был запуск 4 ноября 1998 г. КА PanAmSat 8. При пуске PAS-8 масса полезной нагрузки, выводимой на низкую орбиту, составила 20100 кг вместо нормальных 19784 кг. Это было достигнуто форсированием двигателей на первой ступени на 2% и на второй ступени — на 5%.

Достижение максимальной энергетики комплекса «Протон-М»/«Бриз М» в 5500 кг на ГПО планируется лишь к седьмому полету РБ «Бриз М» и к четвертому полету РН «Протон-М». Первые три пуска «Бриза М» состоятся с «Протоном-К». При этом масса полезной нагрузки составит 4620 кг. При первом пуске 28 апреля 1999 г. на РН будет установлен РБ 14С43 «Бриз М» и КА «Грань». Пуск в начале сентября будет коммерческим: РН с РБ 11С43 выведет на орбиту спутник LMI-1. Наконец, третий пуск в конфигурации «Протон-К» + «Бриз М» будет выполнен в конце 1999 г. по федеральной космической программе.

При этих пусках будет еще одно ограничение массы полезной нагрузки, связанной с используемым адаптером. Для пусков «Бриза М» на «Протоне-К» будет использоваться адаптер от блока ДМ с максимальной массой ПН 4800 кг. Этот адаптер через специальный переходник будет крепиться на «Бризе М». В настоящее время разрабатывается новый моноадаптер для «Бриза М» с несущей способностью 5500 кг.

При четвертом пуске в марте 2000 г. впервые будет использована конфигурация «Протон-М»/«Бриз М». За счет использования «Протона-М» с новой СУ и с форсированными двигателями будет достигнута масса полезной нагрузки 5020 кг. В состав головной части будет входить удлиненный ГО и разгонный блок «Бриз М». Пуск будет выполнен по федеральной космической программе.

При следующем пуске в июне 2000 г. РН «Протон-М» с РБ «Бриз М» выведет на орбиту спутник Intelsat 901. В этом пуске за счет уменьшения объема телеметрической аппаратуры масса полезной нагрузки будет доведена до 5080 кг. В третьем пуске «Протона-М» за счет применения новых материалов в конструкции РБ и использования стандартного обтекателя масса полезной нагрузки вырастет до 5230 кг. Этот пуск запланирован на июль 2000 г. с КА GE-6.

Наконец, при четвертом пуске «Протона-М» за счет использования новых материалов в конструкции сухих отсеков РН масса ПН возрастет на 130 кг, а из-за оптимизации времени сброса ГО – еще на 140 кг. В этом пуске и будет достигнута расчетная масса полезной нагрузки для системы «Протон-М»/«Бриз М» в 5500 кг. Этот пуск с КА GE-2A планировался на август 2000 г., но из-за задержек с полезной нагрузкой может быть задержан до I квартала 2001 г. Этапы повышения грузоподъемности РН семейства «Протон» с РБ «Бриз М» показаны на диаграмме 2.

На тот же 2001 г. намечено начало летно-конструкторских испытаний КВРБ, при котором масса, выводимая на ГПО, уже составит 6800 кг. Подготовка РН «Протон-М», РБ «Бриз М» и КВРБ будет вестись на космодроме Байконур в МИК 92А-50.

Однако проводится модернизация и хорошо известного и широко применяемого как для федеральных, так и для коммерческих пусков варианта «Протон-К»/блок ДМ. Во-первых, стоит сказать, что пуск трех КА «Ураган» 30 декабря 1998 г. состоялся на блоке типа ДМ с новой ДУ, доработанной с учетом аварийного пуска КА Asiasat 3 25 декабря 1997 г. До этого проводились пуски на РБ ДМ3 с доработанной старой ДУ.

Начиная с августа 1999 г. (коммерческий запуск КА ACeS/Garuda) на системе «Протон-К»/блок ДМ начнет реализовываться новая схема выведения. Она предусматривает трехимпульсное включение блока ДМ. Первое включение будет проводиться еще на активном участке полета РН для выхода головной части на опорную орбиту. Оно будет происходить после отделения третьей ступени «Протона-К» и длиться около 300 сек. Затем блок ДМ будет проводить штатные два включения для перехода на ГПО. При этом длительность остальных включений останется прежней. Новая схема выведения позволит увеличить максимальную массу полезной нагрузки, выводимой на ГПО, с 4350 до 4950 кг. Причем старая двух-импульсная схема из-за ограничения по минимальной массе топлива, необходимого для второго включения, позволяет выводить на ГПО аппараты массой лишь 4100 кг. При трехимпульсной же схеме масса спутников будет лежать в диапазоне 4400–4800 кг. Нижняя граница этого диапазона тоже обусловлена минимально допустимой при последнем (третьем) включении блока ДМ массе топлива (не менее 2 т), а верхняя граница – несущей способностью имеющихся переходных систем и элементов РБ.

Диаграмма 2. Изменение грузоподъемности РН «Протон-М» в ходе летно-конструкторских испытаний

В принципе, схема с доразгоном для выхода на низкую орбиту уже использовалась на «Протоне-К» в случаях запуска межпланетных станций. Впервые такая схема должна была применяться в 1969 г. при пусках АМС М-69. В последний раз она должна была быть реализована при пуске АМС «Марс-8» по программе М-96. Однако во всех этих случаях проводилось только два включения ДУ разгонного блока: доразгон для выхода на опорную орбиту и переход на межпланетную трассу. Вопросы же создания новой схемы выведения на ГПО заключались в разработке нового программного обеспечения и подтверждении надежности РБ при трех импульсах.

Чтобы восполнить пробел между массами 4100 и 4400 кг на ГПО, в 1999 г. будет разработана версия №2 программного обеспечения трехимульсной схемы выведения. В случае версии №2 максимальная масса полезной нагрузки, выводимой на ГПО, составит 4700 кг, однако из-за указанных выше ограничений по минимальной массе топлива для последнего включения эта версия как раз и позволит «прикрыть» диапазон 4100–4400 кг.

Тем не менее, несмотря на новые возможности системы «Протон-К»/блок ДМ, количество таких запусков будет постепенно сокращаться, а количество «Протон-М»/«Бриз М» – расти. Так, если в 1998 г. было выпущено только шесть «Протонов-К», а в 1999 г. планируется выпустить восемь «Протонов-К» и один «Протон-М», то уже в 2000 г. это соотношение должно стать 6:6 соответственно, в 2001 г. – 4:8, а в 2002 и 2003 гг. планируется выпускать два «Протона-К» и 10 «Протонов-М». В таком же темпе будет нарастать производство блоков «Бриз М» в Центре Хруничева и сокращаться заказ блоков ДМ в РКК «Энергия».

В результате модернизации РН семейства «Протон-К»/«Протон-М» удастся создать различные варианты носителя, способного выводить полезные нагрузки в очень широком диапазоне масс (до 6800 кг), проводить парные запуски на ГПО и групповые запуски на низкие околоземные орбиты.

Автор выражает благодарность пресс-службе Центра Хруничева за предоставленные материалы конференции пользователей ILS

Рис. 1. Головные космические части РН «Протон-М»: удлиненный ГО (1), стандартный ГО (2), ГО для групповых запусков на низкую орбиту (3), ГО и блок КВРБ (4) (слева направо). Рис. автора

Какой бы тяжелой ни была ситуация в стране, очевидно, что поиск перспективных средств выведения в космос необходимо продолжать. Специалисты глубоко уверены в том, что будущее – за рациональным сочетанием одно— и многоразовых ракет. Каким носителям отдать предпочтение – ответ на этот вопрос может дать только объективное сравнение различных схем и принципов их построения. При этом вполне логично, что с особой тщательностью нужно вести работы в тех направлениях, где уже создан значительный задел. Конечно, нельзя забывать, что в стране приостановлены работы по МКС «Энергия-Буран», возможности которой (а также ее технический и технологический уровень) остаются на уровне мировых достижений, а в некоторых случаях и превосходят. В этой области представляют большой интерес разработки НПО «Молния» по программе МАКС. Первым и главным достоинством МАКСа считается снижение стоимости выведения полезной нагрузки на орбиту в несколько раз и полная окупаемость за три года эксплуатации, о чем шла речь в интервью генерального директора НПО «Молния» А.С.Башилова (НК №4, 1999).

В ходе беседы Эдуард Викторович Алексеев отметил, что, если посмотреть публикации на эту тему за последние несколько лет, то бросается в глаза разброс цифр: «стоимость выведения меньше в 10 раз, ...8 раз, ...5 раз, ...3 раза». Только в последнем интервью НК было сказано очень осторожно – «в разы». Что касается срока окупаемости, то он в различных источниках «плавал» от 3-х до 7–8 лет. По такому важному показателю, как экономическая эффективность, акцентирует Э.Алексеев, не должен допускаться столь значительный разброс в оценках. Тем более, когда речь идет о суммах, соизмеримых с десятикратным (!) ежегодно выделяемым бюджетным финансированием всей Федеральной космической программы России.

Не вдаваясь в детали экономического обоснования, Э.Алексеев заявил, что, исходя из существующих базовых оценок, стоимость транспортировки 1 кг полезного груза, выводимого на околоземную орбиту одноразовой ракетой, на порядок меньше, чем многоразовой системой. Это соотношение изменяется только пропорционально количеству пусков. Чтобы стать рентабельной, такая система, как МАКС, должна иметь большой спрос на рынке пусковых услуг. При проектировании МАКСа за основу было положено стократное применение. Однако насколько это реализуемо?

Получение заказов на 20–25 пусков зарубежных аппаратов в год, по мнению Э.Алексеева, представляется нереальным, так как рынок услуг поделен не в нашу пользу. Если говорить об отечественном рынке, то здесь значительную конкуренцию МАКСу составят ракеты, снимаемые с вооружения, для которых существует дилемма – либо использоваться для вывода в космос, либо просто быть утилизированными. Между тем, достижение необходимой интенсивности применения МАКСа – это только одна сторона вопроса, необходимое, но недостаточное условие для практической реализации проекта.

В экономических расчетах программы, проводившихся Институтом экономики, не

Эдуард Викторович Алексеев – бывший начальник 50 ЦНИИ МО РФ, профессор, доктор технических наук

принималось во внимание очень важное обстоятельство. Двигатель – один из основных элементов МАКС, в значительной степени определяющий всю стоимость «челнока» – технически сможет обеспечить на первом этапе полетов только пятикратное использование. На втором этапе – 10, но это только позволит достигнуть стоимости одного килограмма полезного груза, выводимого одноразовыми РН. И лишь на третьем этапе он сможет выйти на проектные характеристики. Без жесткой привязки этих этапов по срокам экономическая оценка далеко не полна, а ее выводы вызывают большие сомнения.

При оценке экономики проекта, утверждает профессор Алексеев, должна также учитываться эксплуатация необходимой наземной инфраструктуры: производство и хранение как жидких водорода и кислорода, так и необходимых для заправки орбитального корабля жидких азота и гелия. В НПО «Молния» пока продолжают полностью игнорировать, что на базе аэродрома фактически потребуется создать урезанный вариант космодрома. Учитывая высокую стоимость технологических линий заправки криогенными компонентами, сложность их доставки и хранения, необходимость специального монтажного оборудования, подготовленного квалифицированного персонала, а также выделения значительных площадей, Э.Алексеев уверен, что соответствующее оснащение большого количества аэродромов первого класса не представляется реализуемым ни в ближней, ни даже в далекой перспективе. Следовательно, система будет жестко привязана к ограниченному числу конкретных аэродромов, что полностью лишает ее преимуществ перед одноразовыми ракетами, привязанными к стартовым столам. И складывается ощущение, рассуждает Алексеев, что как раз этого руководство НПО «Молния» в лице А.С.Башилова совершенно не понимает или не хочет понимать.

Следующий аспект, на котором заостряет внимание эксперт. В соответствии с утвержденной Правительством программой создания КА до 2010 г., полностью определены характеристики всех аппаратов, т.е. известны их габаритно-массовые показатели, высоты орбит, требуемые наклонения. Сопоставляя эти данные с возможностями МАКСа (по выводимой массе полезной нагрузки, по достижению максимальной высоты орбиты, по сроку активного существования на орбите), можно прийти к выводу, что только около 30% развертываемой группировки сможет обслуживаться с помощью этой системы.

Кроме того, Э.Алексеев считает, что МАКС повторяет ошибки «Энергии-Бурана»: система создается без привязки к конкретным КА. Во-первых, нельзя забывать о том, что на каждом аэродроме потребуется создавать свой специализированный монтажно-испытательный комплекс (МИК) для сборки и испытаний КА, а также заправочные станции, которые не перенесешь на аэродром. Во-вторых, для МАКСа должны будут создаваться КА не только другой конструкции, что связано с особой схемой распределения нагрузок на этапе выведения, но и с принципиально иными методами их подготовки, работы уже с первого витка орбиты, специальными системами заправки рабочим телом, стабилизации, ориентации и управления. Стоимость модернизаций КА «под МАКС» в итоге может значительно превысить стоимость пуска самого МАКСа.

Рассматривая возможности использования самолета в качестве первой ступени орбитального корабля, Э.Алексеев отмечает как положительные, так и отрицательные стороны. С позиции энергетической эффективности, явные преимущества имеет ракетная ступень: она выводит аппарат на высоты 70–150 км, что эквивалентно уменьшению массы ПН более чем на 50% относительно наземного старта. Между тем, самолет обеспечивает высоту пуска только 10 км, что соответствует 20% уменьшению массы. Ракета дает прибавку в скорости 40%, составляющая самолета в достижении орбитальной скорости корабля – 5%.

В то же время самолет как подвижный старт, безусловно, имеет ряд интересных потенциальных возможностей, хотя их реализация, надо отметить, потребует существенных решений по обеспечению безопасности. Одно из преимуществ перед стационарными комплексами – это возможность запуска КА в плоскости экватора при т.н. «методе прямого выведения на геостационарную орбиту». Однако продолжительность полета самолета до экватора, требование дозаправки в воздухе делают воплощение этой схемы сложным и требуют специальных мер по обеспечению безопасности и компенсации потерь криогенных компонентов топлива. Кроме того, здесь целесообразность использования МАКСа должна быть подтверждена преимуществами экономических и энергетических характеристик над возможностями успешно проходящего испытания морского комплекса Sea Launch.

Есть и другая ниша, которую, по мнению Э.Алексеева, мог бы занять МАКС, – это инспекция КА, находящихся на наклонениях менее 41°, запуск на которые не обеспечивается с территории России. Но началу работ в этой области должно предшествовать военно-оперативное и военно-техническое обоснование с решением о создании нового комплекса специальной аппаратуры.

Что касается возможности МАКСа по осуществлению всеазимутальных пусков, то она новых качеств не привносит, считает Эдуард Викторович. Для существующих космических систем на этапе их создания проводилось баллистическое обоснование с определением параметров орбиты, включая выбор оптимальных наклонений. Таким образом, запуски на любые требуемые орбиты практически полностью обеспечиваются существующими РН с полигонов Байконур, Плесецк или Свободный. Кроме того, из-за необходимости обеспечения безопасности масштабы реализации этого качества МАКСа на территории России резко сокращаются.

Вообще говоря, по одному из главных вопросов – безопасности системы – Э.Алексеев высказался диаметрально противоположно мнению А.Башилова. Профессор Алексеев считает, что безопасность далеко не исчерпывается проблемами экологии (есть ли падающие ступени с остатками токсичных компонентов топлива или нет), а охватывает широкую гамму организационных, технических и иных решений, предотвращающих угрозу жизни и здоровью обслуживающего персонала и населения, а также нанесение ущерба в процессе производства, испытаний или эксплуатации техники.

Новый контракт на «Рокот» В.Мохов. «Новости космонавтики» 1 апреля компания DBS Industries Inc. (DBSI) объявила, что подписала контракты на сумму 47 млн $ с британской компанией Surrey Satellite Technology Ltd. (SSTL) и российско-германским совместным предприятием Eurockot (основано германским DaimlerChrysler Aerospace (DASA) и российским ГКНПЦ им. М.В.Хруничева). Контракт предусматривает изготовление (SSTL) и услуги по запуску (Eurockot) шести низкоорбитальных коммуникационных спутников E-Sat для двухсторонней передачи данных. Это будут первые шесть аппаратов из 14, предусмотренных в рамках системы E-Sat. Первоначально DBSI выдала в прошлом декабре контракт на 2 млн $ компании Alcatel Space Industries (Франция) на проработку технической стороны системы, аппаратов и наземного сегмента системы E-Sat. Однако компания Alcatel запросила дополнительное время на проработку этих вопросов. Поэтому, чтобы уложиться в объявленные ранее сроки, DBSI заключила новый контракт с SSTL на изготовление первых шести КА. При этом DBSI продолжает работать с Alcatel. Разрешение на развертывание системы E-Sat было выдано 1 апреля 1998 г. Федеральной комиссией по связи (Federal Communications Commission) компаниям EchoStar Communications и DBS Industries, основавшим DBSI. Первый из оговоренных контрактом двух пусков РН «Рокот» намечен на первый квартал 2001 г. из космодрома Плесецк. При каждом пуске на полярную орбиту будут выводиться по три аппарата E-Sat. Это был уже третий заключенный контракт с Eurockot на пуски РН «Рокот» (о предыдущих контрактах см. НК №3, 1999, стр. 53-54).

Более чем сорокалетний опыт космической деятельности, кроме ярких достижений, включает и печальные страницы. Катастрофы прошедших лет, расследование их обстоятельств и причин позволили выработать требования к обеспечению безопасности, которые нашли отражение в законе РФ «О космической деятельности», а также в нормативных документах РК-98-КТ. Специалисты разработали и внедрили идеологию выполнения опасных операций при подготовке и проведении запусков КА, сформулировали требования создания безлюдных стартов, зон безопасности в местах хранения и использования взрывоопасных, пожароопасных и токсичных веществ в районах эксплуатации космической техники и т.д.

Вместе с тем у разработчиков МАКСа ни одно из этих требований не нашло отражения в окончательном варианте проекта, говорит Э.Алексеев. Они забыли, что заправленные в баки МАКСа жидкие водород и кислород взрывоопасны (тротиловый эквивалент более 60 т). О несерьезном отношении к проблеме безопасности свидетельствует предложение А.Башилова начать испытания МАКСа на аэродроме Чкаловский в густонаселенном районе Подмосковья.

Какие меры будут приняты в различных внештатных и аварийных ситуациях? Эти вопросы нужно решать в начальной стадии проектирования. Однако ответа на них нет до сих пор, даже несмотря на официальное заключение по этому вопросу 50 ЦНИИ МО СССР, данного еще 27 февраля 1990 г. за подписью Э.Алексеева. На пробелы в вопросах безопасности проекта тогда же указала экспертная Комиссия при АН СССР, возглавляемая академиком РАН К.В.Фроловым. Комиссия была создана в соответствии с Постановлением Совета Министров СССР от 6 мая 1989 г. с целью дать заключение по перспективности проекта МАКС.

Не менее важным является и выполнение требований к траекториям выведения КА на орбиты, которые должны быть безопасны для населения, объектов государственной инфраструктуры. Выбор этих трасс в обязательном порядке выполняется с учетом внештатных ситуаций. Кстати, трассы существующих космодромов выбраны с учетом этих ограничений, а также с учетом непрохождения участка выведения над территориями иностранных государств. Зоны отчуждения обеспечивают не только безопасное падение ступеней ракет, но и позволяют избежать катастроф и аварий. Между тем, авторы МАКСа, отмечает Э.Алексеев, объявляют о перспективах проведения запусков из любых точек, и единственным критерием выбора называют только требуемые параметры орбит спутников, ни слова не говоря о требованиях безопасности.

Э.Алексеев делает следующий вывод: если об экономической эффективности, оперативности, темпах пусков и других характеристиках МАКСа еще можно спорить, то в части обеспечения безопасности это совершенно недопустимый проект. Без серьезных углубленных исследований безопасности полета, учитывающих проведение опасных операций по транспортировке, хранению, заправке топлива, обеспечения безопасности экипажа самолета и космонавтов, а также населения, положительное решение об эксплуатации МАКСа не может и не имеет право быть принято, так как за этим стоят человеческие жизни.

Испытания двигателя Fastrac Н.Черный. «Новости космонавтики» 16 марта. 20-секундным прожигом на стенде Космического центра NASA им.Стенниса начались огневые испытания двигателя Fastrac в полной комплектации. Этот кислородно-керосиновый ЖРД тягой 27.6 тс, разрабатываемый Центром космических полетов им.Маршалла, будет использован для первых «моторных» полетов технологического демонстратора Х-34. Специалисты Центра Маршалла уже второй год проектируют и тестируют элементы двигателя — форсуночную головку (ФГ), газогенератор (ГГ) и турбонасосный агрегат (ТНА), но только сейчас они приступили к испытаниям полностью собранного ЖРД. Первый Fastrac был отправлен в Центр Стенниса в августе 1998 г. До конца нынешнего года здесь будет проведено до 85 испытаний. Полученные данные используют для проверки компьютерной модели рабочих процессов двигателя. Двигатель Fastrac стоит дешевле других подобных ЖРД благодаря новаторскому (с американской точки зрения) подходу к проекту: уменьшению числа блоков, из которых строится двигатель, применению уже готовых частей и агрегатов с использованием освоенных технологий. Питание двигателя осуществляется от единого ТНА с двумя насосами — для керосина и жидкого кислорода. Привод турбины осуществляется от газогенератора, в котором сжигается 3.5% топлива. Отработанный газ сбрасывается в выхлопной патрубок. Специалисты Центра Маршалла разработали Fastrac самостоятельно, не используя дорогих промышленных ноу-хау. Более того, технологии, созданные в рамках программы Fastrac, доступны всей американской аэрокосмической промышленности. В группу промышленных фирм, участвующих в разработке и производстве Fastrac, входят Summa Technology Inc., Хантсвилл, Алабама (изготавливает ГГ, трубопроводы и соединительную арматуру); Allied Signal Inc., Темп, Аризона, и Marotta Scientific Controls Inc., Монтвилл, Нью-Йорк, (поставка клапанов); Barber-Nichols Inc. (ТНА); Thiokol Propulsion, подразделение Cordant Technologies Inc. из Солт-Лейк Сити, Юта (камера сгорания и сопло). NASA рассматривает возможность установки на втором экземпляре Х-34 российского двигателя НК-39 разработки самарского НТК «Двигатели НК». Этот имеющийся в наличии и многократно испытанный на стенде ЖРД превосходит Fastrac по тяге на 46%, удельному импульсу — на 18%, а также по многим другим характеристикам. По материалам NASA и Центра Маршалла

Спасательный круг для

KISTLER AEROSPACE CORPORATION

И.Афанасьев.
«Новости космонавтики»

Компания Kistler Aerospace, едва не задохнувшаяся в тисках прошлогоднего азиатского финансового кризиса, продолжает разработку многоразового двухступенчатого носителя К-1, первый старт которого намечен на начало 2000 г. По словам Чака Макбрайда, отвечающего за финансовую сторону проекта, компания уверена, что сможет выдержать намеченный график, и первый полет состоится в установленные сроки.

18 марта, демонстрируя результаты своей финансовой деятельности за 1998 ф.г., корпорация Northrop Grumman сообщила о продолжении поддержки проекта К-1 компании Kistler Aerospace. Корпорация вложила в проект 30 млн $ и готова удвоить инвестиции, с тем чтобы Kistler мог закончить строительство и начать испытания К-1, а также согласна помочь в формировании финансово-промышленного консорциума. В качестве возможного опциона Northrop Grumman называет сумму в 120 млн $ в форме гарантий по вкладу капитала на фиксированный промежуток времени.

«Мы очень довольны стратегическим партнерством с Northrop Grumman, — сказал Роберт Ванг (Robert Wang), председатель Kistler Aerospace. — Оно показывает степень доверия, которое признанный промышленный лидер оказывает проекту K-1. Мы рассчитываем на длительное плодотворное сотрудничество.»

За последние годы Northrop стал неотъемлемой частью разработчиков носителя K-1, отвечая за проектирование и производство основных компонентов конструкции.

«Я твердо верю в жизнеспособность Kistler как поставщика пусковых услуг, — сказал Роберт Соиккели (Robert Soikkeli), вице-президент отделения спецпроектов Northrop Grumman. — Мы работаем с этой компанией более двух лет и уверены, что специалисты по менеджменту и технологиям, стоящие во главе Kistler Aerospace, способны привести программу к успеху.»

«Мы согласились на дополнительное финансирование компании Kistler Aerospace, веря в многообещающую концепцию К-1, — сказал Ричард Б.Ву (Richard B. Waugh Jr.), корпоративный вице-президент и главный финансовый чиновник Northrop Grumman. — Кроме того, это отличная возможность показать, на что мы способны в области композиционных материалов (КМ).»

Northrop Grumman со штаб-квартирой в Лос-Анджелесе — крупный разработчик, интегратор и изготовитель систем наблюдения, боевых самолетов, оборонной электроники и оборудования управления воздушным движением, информационных систем, высокоточного оружия, систем для космоса и военно-морского флота, а также коммерческих и военных аэроупругих конструкций.

Northrop Grumman завершила изготовление 21 из 23-х панелей из КМ, необходимых для постройки первого носителя К-1. Работа других поставщиков проекта также близка к окончанию: компания Aerojet провела серию из шести стендовых огневых испытаний российских кислородно-керосиновых двигателей НК-33. AlliedSignal Aerospace подготовила почти 95% программного обеспечения, необходимого для управления носителем. Успешно завершены и проводившиеся компанией Irvin Industries испытания на сбрасывание связок парашютов системы спасения, имитирующие возвращение на землю обеих ступеней носителя, и сейчас начаты отработки с системой мягкой посадки.

Lockheed Martin поставила первый бак для жидкого кислорода и приступила к сборке ступеней носителя, демонстрация которых, как ожидается, состоится в конце 1999 г. Одновременно Kistler Aerospace заключил контракт на их доставку специальным транспортным самолетом Beluga в Австралию, откуда К-1 предстоит отправиться в космос.

Компания получила разрешение на запуск и лицензию на 25-летнее использование территории австралийского полигона Вумера. Деньги Northrop Grumman буквально оживили строительство, которое Kistler ведет в Южной Австралии через своего местного посредника. Первые пуски К-1 отсюда планировались еще на 1998 г., но из-за кризиса в азиатских странах, которые должны стать главными клиентами, денег не хватило: не был заложен даже фундамент космодрома.

Сейчас наконец началось возведение пускового комплекса и технических сооружений. Работы в США на полигоне в шт.Невада идут несколько медленнее и примерно на год отстают от Австралии.

Если Northrop сдержит обещания, Kistler Aerospace получит достаточно денег не только для строительства космодрома, но и для проведения запусков спутников по 28 уже заключенным контрактам.

Кроме компании Kistler Aerospace, планы коммерческой эксплуатации своих ракет с австралийского континента имеют и российские фирмы.

Запуски российских РН «Единство» с австралийской территории планируются с 2002 г., а строительство космодрома будет начато уже в начале 2000 г., сообщил представитель австралийских фирм, осуществляющих проект в шт.Квинсленд в сотрудничестве с Государственным ракетным центром (ГРЦ) — «КБ им. академика Макеева» (Челябинская область) (см. НК №3, 1999 стр.46).

Инвестиции в строительство составили 350 млн $. Для начала работ остается дождаться завершения рассчитанной на 12 месяцев экологической экспертизы. В ноябре 1998 г. австралийское правительство присудило проекту приоритетный статус, что гарантирует упрощение разного рода бюрократических процедур.

Коммерческие пуски носителей разработки ГКНПЦ им.Хруничева возможны с о-ва Рождества в Индийском океане.

По материалам Kistler Aerospace, Northrop Grumman и ИТАР-ТАСС

Как отметил в выступлении вице-президент ILS Грэг Гилмор (Gregory C. Gilmore), в 1997 г. портфель заказов ILS составлял 2.7 млрд $. Однако полностью реализовать все возможности по запускам компания пока не смогла. В прошедшем году очень подвели производители аппаратов из-за частых задержек с поставками готовых спутников.

По словам вице-президента ILS Дэнниса Данбара (Dannis R. Dunbar), предлагаемые компанией для коммерческого использования РН семейств «Протон» и Atlas прекрасно дополняют друг друга. Их параллельное использование дает возможность взаимозаменяемости носителей, гибкости в составлении графиков пусков, позволяет учитывать сложившиеся партнерские взаимоотношения и геополитические подходы заказчиков, упрощает вопросы интеграции и сокращает тем самым издержки.

Выбор того или иного носителя зависит от возможностей ILS и заказчиков по срокам запуска, требований заказчиков по массе полезной нагрузки (грузоподъемность «Протона» выше, чем Atlas), геополитических пристрастий заказчиков, заказов на серии запусков. К тому же одна РН может «выручить» другую. Однако возможность замены типа РН необходимо заранее оговорить в контракте. Тогда за 9 месяцев будет готово «железо» основной и резервной РН, за 6 месяцев определена дата старта, за 3 месяца окончательно будет принято решение о необходимости «дублера».

В настоящее время наметилось снижение темпа коммерческих запусков в мире на 20–30% от их заявленного числа из-за задержки производства КА и, в меньшей степени, из-за финансовых кризисов в различных частях света. Так, например, компания Arianespace в 1998 г. даже жестче, чем ILS, подняла вопрос о более четком планировании работ по подготовке к пускам. В связи с такой тяжелой ситуацией со своевременными поставками спутников ILS видится три направления дальнейшей деятельности:

1) Разумно, чтобы в контракт заносилось требование о том, что КА должен быть полностью готов за 1–2 месяца до объявленной даты старта. В противном случае необходимо предусмотреть санкции против производителей спутника.

2) Могут заключаться контракты с неопределенной датой запуска. Такие контракты можно будет передвигать в зависимости от ситуации с РН, однако такие контракты будут дешевле контрактов с фиксированной датой.

3) Необходимо очень четко оговорить правила «игры» при заключении контрактов. Кто первый заключает, тот и становится первым в очереди. За отсрочку старта – санкции.

Конечно, на небольшие задержки (1–2 недели) можно закрыть глаза. Но если будет происходить большая задержка, то заказчик попадет в конец «очереди» на запуск.

Что касается оплаты контрактов, то желательно, чтобы она начиналась за 36 месяцев, хотя ILS устраивает и пока действующий вариант с 12 месяцами оплаты.

Особо руководители ILS подчеркнули на конференции успешное коммерческое использование РН «Протон». Как напомнил Дэннис Данбар, коммерческое использование «Протона» началось с планов четыре пуска в год. С 1997 г. планируется уже по восемь пусков в год. Нынешние же планы – доведение числа коммерческих пусков «Протона» в 2000 г. до 10, а с 2001 г. – до 12 в год. Активно идет продажа новой модификации РН «Протон-М». Уже заключены твердые контракты на запуски четырех носителей этого класса.

Что касается ситуации с заказами на ракеты-носители серии Atlas, то в настоящее время РН Atlas 2A, в основном, используются для NASA и Минобороны США, а потому ILS их уже не продает. Основной носитель для коммерческих запусков ILS – Atlas 2AS (15 успешных запусков). У ILS осталось на продажу пять РН Atlas 2AS. Они готовы и лежат на складе в Денвере. Так как в мире наметилась тенденция к росту массы полезных нагрузок, то необходимо продать эти Atlas 2AS как можно быстрее, иначе они уже не будут удовлетворять заказчиков по грузоподъемности. Готовы также к продаже 18 Atlas 3 с массой полезной нагрузки до 4.5 т на геопереходную орбиту (ГПО). Эта РН будет переходным этапом к создаваемому сейчас семейству РН Atlas 5 для полезных нагрузок от 4.1 до 8.2 т на ГПО.

1999 г. станет для ILS этапным. На этот год запланированы первый запуск нового разгонного блока «Бриз М» на РН «Протон-К» (28 апреля, с КА «Радуга»), первый запуск РН Atlas 3A с космодрома на мысе Канаверал (15 июня, с КА Telstar 7) и первый коммерческий пуск РН серии Atlas с базы ВВС Ванденберг (29 июля, с КА Terra, ранее именовавшийся EOS AM-1). Перспективные планы ILS тоже достаточно масштабны. Так, компания рассматривает возможность доведения количества коммерческих запусков до 24–28 в год. Возможности «Протона» – до 12 пусков в год с двух пусковых установок 81-й площадки космодрома Байконур. Возможности Atlas с учетом пропускной способности двух стартовых комплексов 36-й площадки на мысе Канаверал тоже будут в ближайшее время доведены до 12 пусков в год. Плюс до четырех пусков можно будет проводить с авиабазы Ванденберг с комплекса SLC-3E. На момент проведения конференции на 2000 г. оставались вакантными для продажи восемь РН Atlas и один РН «Протон».

Согласно перспективным планам ILS, эксплуатация РН серии Atlas 2 завершится в 2002 г. С 1999 по 2004 гг. будут эксплуатироваться РН серии Atlas 3. С 2001 г. РН семейства Atlas 5 станут основной «рабочей лошадкой» ILS с американской стороны. Разработка этого семейства была вызвана двумя наметившимися в последние годы четкими тенденциями: рост массы коммерческих спутников и снижение массы аппаратов министерства обороны США и NASA. Так, в конце 80-х гг. ILS не предполагала, что понадобится такая грузоподъемная модификация РН, как Atlas 2AS. Однако в последние годы уже понадобились еще более мощные Atlas 3A и Atlas 3B с удлиненным баком Centaur. Уже есть перспективные нагрузки и для еще более мощной Atlas 5 с новыми топливными баками и головным обтекателем диаметром 5 м. Тем самым в начале XXI века одно семейство РН Atlas 5 сможет обеспечить всех заказчиков (и частных, и государственных). Это семейство заменит носители семейств Atlas и Titan.

Так же с 2000 г. на смену российской РН «Протон-К» постепенно придет РН «Протон-М» с большими энергетическими возможностями. В будущем ILS, возможно, начнет использовать вместо РН семейства «Протон» новое семейство РН «Ангара». Однако пока ILS еще не приняла решение о коммерческом использование «Ангары» и изучает ее возможности на коммерческом рынке: возможный спрос, необходимые инвестиции и т.п. Также пока ILS не определилась с предложением на рынке сдвоенных запусков КА. В настоящее время идет анализ потребности такой возможности.

Подводя итоги конференции, президент ILS Уилл Трафтон (Will Trafton) выразил уверенность, что предприятие International Launch Services и в дальнейшем останется мировым лидером в области коммерческих запусков, успешно удовлетворяя всевозможные требования любых заказчиков.

Автор выражает благодарность пресс-службе Центра Хруничева за предоставленные материалы конференции ILS

Delta 3: возвращение в строй откладывается

Первый полет носителя 28 августа 1998 г. закончился неудачей: ракета и полезный груз – спутник Galaxy-X – были разрушены системой самоликвидации. В качестве первой предположительной причины аварии была названа нерасчетная работа системы управления РН по каналу крена.

Группа специалистов компании Boeing, принимавшая участие в расследовании причин аварии, за полгода проделала огромную работу, оценив всю доступную информацию, стремясь не зацикливаться на какой-то одной первоначальной версии.

Специалисты рассмотрели предполетные данные и показания телеметрической системы, чтобы найти какие-либо аномалии. Восемь бригад инженеров и техников анализировали работу ускорителей, первой и второй ступеней, поведение головной части, электросистемы и т.п.

Дерево отказов включало 102 конечные точки. К концу работы комиссии все они были закрыты – основной причиной аварии был назван сбой в системе управления ракеты (СУ), явившийся результатом колебаний частотой 4 Гц по каналу крена в период с 40 до 50 сек полета*.

* Описание конструкции РН Delta 3 см. в НК №12 за 1998 г.; описание аварии — в НК №19/20 за 1998 г. Ниже приведены уточненные данные относительно последовательности событий.

Уже в конце сентября 1998 г. результаты проведенного математического моделирования показали, что нескомпенсированные колебания по каналу крена росли с момента старта и, по мере выработки топлива, достигли критической величины в период с 40 по 50 сек полета, превысив порог чувствительности СУ. Последняя среагировала на колебания, задействовав систему управления вектором тяги (СУВТ) ускорителей.

Однако СУВТ не устранила вращение, а усилила его, выработав при этом в период с 50 по 65 сек полета весь запас гидравлической жидкости. С этого момента управление шло только за счет качания основного и верньерных ЖРД первой ступени. На 65-й сек полета ракета потеряла приблизительно 50% управляемости и вошла в зону ветрового сдвига, с которым СУ справиться уже не смогла. На 68 сек на упоры стал основной двигатель, а через 3 сек – верньерные. На 71 сек полета ракета вышла на закритический угол атаки между 25 и 35° и стала разрушаться, приведя в действие систему самоуничтожения. Примерно через 3 сек команда на подрыв была продублирована службами полигона.

Результатом работы экспертной комиссии стали три группы рекомендаций:

1) улучшить процесс идентификации режимов колебания конструкции, чтобы включить его в контур системы управления;

2) увеличить число режимов, распознаваемых системой управления;

3) переделать систему управления, используя новейшие датчики.

Все рекомендации приняты к исполнению.

До того, как Delta 3 была готова к полетам, работа прошла три фазы, каждая из которых заканчивалась длительным (2.5 недели) обзором готовности систем, обсуждаемым совместно с группой экспертов из промышленности. При этом эксперты выдали 132 предложения, а разработчики систем – 23. По мнению специалистов, реализация большинства из них может дать положительный результат.

После этого проведено 38 отдельных испытаний наиболее критических систем после модификаций с положительными результатами по каждому тесту.

Двигатель RL-10B-2 c развернутым сопловым насадком

Дополнительные тесты зачастую давали неожиданные результаты. Так, в частности, в Центре им.Арнольда в Талахоме, шт.Теннесси, потерпела неудачу попытка развернуть сопловой насадок двигателя RL10-B2 второй ступени в нерасчетной ситуации: при отказе одного из электродвигателей и низком напряжении батарей питания.

Причиной нераскрытия сопла явилось переохлаждение механизмов системы водородом, используемым для захолаживания ЖРД перед пуском. Элементы механизма развертывания стали более жесткими, и один мотор с ними не справлялся.

После проведения трех модификаций (увеличение вентиляционного проема в межступенчатом переходнике, установка дополнительной защиты на механизмы и уменьшение времени захолаживания) сопло раскрылось нормально даже при отказе одного электромотора.

Таким образом, к весне 1999 г. Delta 3 была готова к полетам.

Специалисты компании Boeing отмечают, что Aerospace Corp., делавшая независимую оценку результатов расследования, согласилась со всеми рекомендациями.

30 марта было объявлено, что запуск РН Delta 3 намечен на 5 апреля в 21:14 EDT с комплекса №17 станции ВВС «Мыс Канаверал». Окно запуска продолжается до 22:23 EDT. Спутник Orion 3 массой 4300 кг компании Hughes Space and Communications – самый большой полезный груз, запускаемый когда-либо на геопереходную орбиту с помощью носителей семейства Delta.

«Хотя мы осознаем, что этот старт означает возвращение Delta 3 к полетам, нашим приоритетом №1 является обеспечение заказчиков и гарантия их успеха, – сказал Джей Уайтслинг (Jay Witzling), вице-президент программ Delta 3 и Titan в компании Boeing. – Мы надеемся на успешный запуск, который покажет миру, что Delta 3 снова на правильном пути».

Спутник предполагалось запустить на орбиту высотой 25.717x185 км с наклонением 27.5°, откуда он под действием собственной ДУ должен был выйти на геостационар. В точке стояния Orion 3 покрывает лучом C— и Ku-диапазонов Корею, Китай, Японию, Австралию, Индию, Юго-Восточную Азию, Океанию и Гавайские о-ва. Эксплуатирует спутник Loral Space&Communications.

5 апреля запуск был отложен на следующий день по соображениям безопасности полигона. Принять решение заставили неблагоприятные скорость и направление ветра: если бы офицеры безопасности вынуждены были подорвать ракету в начале полета, облако ядовитых паров могло бы накрыть населенный район.

6 апреля группа запуска сделала три попытки старта во время ночного окна с 9:13 до 10:22 пополудни EDT, причем первые два отбоя были по вине неготовности систем носителя. Представители компании Boeing остановили третью попытку после того, как группа запуска исчерпала время для проверки отремонтированного радара слежения ВВС.

Новая дата запуска будет установлена позже в зависимости от готовности полигона.

Boeing имеет 17 твердых контрактов для «Дельты-3»: 12 для спутников компании Hughes Space and Communications, включая Orion 3, и пять для Space Systems/Loral.

По материалам NASA и Boeing