«Земля и Вселенная» 2002 №4, с. 25-34

Одно из приоритетных направлений развития рынка космических услуг — совершенствование перспективных ракет-носителей, или космических транспортных систем выведения (СВ). При этом возникает ряд проблем, среди которых можно выделить следующие: обоснование технических требований к СВ, оценка реализуемости и экономических показателей, разработка альтернативных сценариев применения и жизненного цикла СВ.

При проектировании эффективных СВ используются достижения авиационной и ракетной технологий. Практически во всех проектах перспективных СВ в той или иной мере предусмотрено использование атмосферы в процессе выведения космических аппаратов на орбиту или возвращения с нее. Прежде всего, это связано с применением крыла для спуска и посадки на обычные аэродромы. Такое техническое решение уже более 20 лет используется в полетах МТКК (многоразовый транспортный космический корабль) "Спейс Шаттл". В то же время подобные СВ, как и наша "Энергия" — "Буран", имеют характерный для обычных ракет-носителей вертикальный старт. В наиболее разработанных проектах конструкторская мысль идет гораздо дальше: применение крыла для горизонтального старта и воздушно-реактивных двигателей для выведения КА на орбиту. Рассмотрим некоторые аспекты создания таких систем.

ИСТОРИЯ СОЗДАНИЯ КРЫЛАТЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ

Идею создания крылатого ракетного летательного аппарата выдвинули в 1920-30-х гг. отечественные (К.Э. Циолковский, Ф.А. Цандер, С.П. Королёв) и зарубежные пионеры ракетной техники и космонавтики. К этому же времени относятся первые полеты на ракетных планерах (пилот Ф. Штаммер на аппарате с твердотопливными ракетными двигателями конструкции А. Липпиша, Германия, 1928).

Первые специализированные ракетные самолеты с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) были созданы в Германии (опытный Не-176 и истребитель-перехватчик Ме-163) и в СССР (истребитель-перехватчик БИ-1) в 1939-1942 гг. В 1944 г. немецкие инженеры Е. Зенгер и И. Бредт разработали проект межконтинентального бомбардировщика, летающего по волнообразным траекториям с отражением от плотных слоев атмосферы.

В октябре 1947 г. на американских ракетопланах фирмы Белл "Х-1" преодолен звуковой барьер (пилот Ч. Йегер), а впоследствии были достигнуты скорости в 2-3 раза больше звуковой (1951-56 гг.). В 1940-50 гг. на многих экспериментальных летательных аппаратах применялись комбинированные двигательные установки (КДУ), состоящие из турбореактивных (ТРД) и ракетных двигателей. Подобный аппарат D-558-II "Skyrocket" (США) со взлетным ТРД и маршевым ЖРД в 1953 г. впервые в 2 раза превысил скорость звука (2120 км/ч). Самолет Е-50 ОКБ А.И. Микояна также имел КДУ, но ЖРД играл в ней вспомогательную роль, работая совместно с ТРД. В 1957 г. его скорость составляла уже 2460 км/ч.

Проект многоразовой авиационно-космической системы "МАКС", разработанный в НПО "Молния". Вверху — орбитальный самолет с внешним топливным баком, внизу — самолет-носитель Ан-225. Рисунок НПО "Молния".

Американские ракетопланы с ЖРД сыграли значительную роль в достижении больших скоростей полета. В 1950-х гг. был создан экспериментальный гиперзвуковой ракетоплан "North-American X-15", запускавшийся с самолета-носителя В-52. На нем установлены абсолютные рекорды: скорости — почти в 7 раз выше скорости звука (3 октября 1967 г., пилот У. Найт) и высоты полета — 107.3 км (22 августа 1963 г., пилот Дж. Уокер).

С крылатыми СВ тесно связаны работы в 1960-1970 гг. по исследовательским программам "Х-20" (Дайна Сор), "ASSET", "START" и "БОР". Эти исследования нашли применение при формировании облика крылатых СВ "Спейс Шаттл" и "Энергия-Буран" (Земля и Вселенная, 1989, №2; 1997; №2; 1999, №2).

В 1960-90-х гг. разработан ряд проектов отечественных и зарубежных крылатых систем выведения: работы НИИТП, ЦАГИ, ЦИАМ, ПНИТИ, ОКБ им. В.М. Мясищева, система "Спираль", ракетоплан НПО "Энергия", многоразовые космические ракетопланы ЦНИИМАШ, МиГ-2000, "HOTOL", RLV, "Hermes" и др. (Земля и Вселенная, 1991, № 3). Остановимся подробнее на современных проектах крылатых СВ с горизонтальными стартом и посадкой.

Российский проект многоразовой космической транспортной системы "МиГАКС" с гиперзвуковым самолетом-разгонщиком в качестве первой ступени. 1990-е гг. Рисунок НПО "Молния".

С начала 1980-х гг. под руководством Г.Е. Лозино-Лозинского в НПО "Молния" разрабатывался проект двухступенчатой многоразовой авиационно-космической системы "МАКС" (Земля и Вселенная, 2001, № 3). В качестве первой ступени предусмотрено применение дозвукового самолета-носителя Ан-225 "Мрия" с силовой установкой из 6 двухконтурных ТРД Д-18 Т. Вторая ступень "МАКС", представляющая собой орбитальную ступень с внешним топливным баком, устанавливается на Ан-225. Особенностью второй ступени является применение трехкомпонентного топлива (керосин-водород-кислород), что существенно снижает объем, массу и стоимость внешнего бака. Полезная нагрузка составляет 8.3 т при взлетной массе системы 620 т. В 1978 г. в США разработан аналогичный проект "ALSV", в котором предполагался в качестве носителя более легкий Boeing-747.

Увеличение скорости полета первой ступени позволяет резко снизить требования к энергетике второй. В российском проекте "МиГАКС" этот принцип осуществляется с помощью гиперзвукового самолета-разгонщика (ГСР) с турбопрямоточными двигателями, работающими до числа М=6. В состав силовой установки ГСР входят турбореактивные двухконтурные форсажные двигатели Д-102 К с керосиновой основной и водородной форсажной камерами сгорания, а также прямоточные воздушные ракетные двигатели (ПВРД). Вторая ступень представляет собой орбитальную ступень с внутренним размещением топлива и не нуждается во внешнем баке. На ней установлен однокамерный водородно-кислородный ЖРД. При взлетной массе системы 420 т полезная нагрузка — 10 т. Близкие характеристики имел проект "Зенгер-2" (Германия, 1988 г.).

Одноступенчатый воздушно-космический самолет КБ им. А.Н. Туполева Ту-2000 (начало 1990-х гг.) — наиболее перспективный и в то же время проблематичный из проектов крылатых систем выведения. Силовая установка состоит из турбореактивного форсажного двигателя Д-103, гиперзвукового прямоточного воздушного ракетного двигателя (ГПВРД) и ЖРД. Проведенные исследования пока не дают однозначного ответа о возможности его реализации. Главными проблемами остаются неопределенность высотно-скоростных характеристик ГПВРД и масса конструкции из-за дефицита экспериментальных данных. Наиболее близка к Ту-2000 концепция Х-30 (США, 1990 г.), разработанного в рамках программы "NASP".

Американский экспериментальный ракетный самолет Х-30. 1990 г. Фото NASA.

Отечественные проекты системы оперативного экологического мониторинга с двигателями ГПВРД. 1990-е гг. Фото автора.

Разработки таких СВ связаны с большим техническим риском и затратами, которые можно снизить, увеличив круг решаемых ими задач. Например, на базе одноступенчатой воздушно-космической системы возможно создание гиперзвукового самолета с максимальной скоростью меньше первой космической. В этом случае допустимы некоторое утяжеление конструкции и снижение запасов топлива. Расчеты показывают, что такой аппарат с силовой установкой, включающей ГПВРД, при оптимальной крейсерской скорости, в 8 раз превышающей звуковую, может иметь дальность полета 13.3 тыс. км.

Одной из актуальнейших задач для подобного аппарата является оперативный региональный и глобальный экологический мониторинг. Ведущиеся в этом направлении исследования охватывают комбинации крылатых и баллистических систем, которые смогут контролировать состояние: тропосферы и озонного слоя; нижних слоев атмосферы (газопылевые примеси); гидросферы (волнение океана, стоки, загрязнения, планктон); поверхности Земли (растительность, почва, радиоактивный фон); всех трех сред при стихийных бедствиях и техногенных катастрофах (извержения вулканов, землетрясения, цунами, взрывы и пожары на производстве, транспорте).

Задачи экологического мониторинга — получить информацию в заданном районе обзора средствами спектрозональных, фото— и электронно-оптических систем, радиолокационного комплекса, аппаратуры дистанционного и непосредственного зондирования атмосферы. Сюда входит также изучение состояния гидросферы, оказание помощи в удаленных труднодоступных районах Земли. Для оперативного мониторинга или спасения людей на любых расстояниях требуются гиперзвуковые и суборбитальные системы, обладающие достаточно большими скоростями. Наиболее эффективны комбинации крылатых и баллистических систем мониторинга ввиду их высокой точности, периодичности и оперативности получения информации.

В концепциях перспективных средств выведения космических аппаратов рассматриваются разные типы старта — с наземных, морских и воздушных комплексов. Одним из вариантов многоразовой транспортной космической системы может быть использование в качестве первой ступени экраноплана морского базирования. Второй — орбитального самолета с ЖРД.

В последние годы в странах с протяженными морскими границами (Россия и Япония) возник интерес к космической транспортной системе с первой ступенью в виде экраноплана. Это направление основано на использовании техники судостроения и амфибийных транспортных систем с экранным эффектом при полете вблизи водной или земной поверхности. Такая система при старте с акватории рассматривается в широком интервале взлетных масс — до 1800-2500 т, что намного больше, чем у сухопутных самолетов в обозримом будущем. Благодаря этому практически снимается ограничение на стартовую массу орбитальной ступени, и нагрузка может быть увеличена до уровня систем выведения с вертикальным стартом (массы КА 20-24 т). При использовании дозаправки с судов морского флота расширяется область возможных начальных координат пуска орбитального самолета и уменьшается минимальное наклонение его орбиты. В связи с применением в качестве подвижной стартовой платформы для запуска в космос определенный интерес вызывает также создание сверхтяжелого многоцелевого экраноплана для выполнения народнохозяйственных задач по транспортировке крупногабаритных грузов. Разработка подобной системы соответствует наметившейся тенденции к использованию запуска космических аппаратов с акватории мирового океана (проекты "Морской старт", "Океан", "Прибой").

ФОРМИРОВАНИЕ ТЕХНИЧЕСКИХ ТРЕБОВАНИЙ

Российский проект двухступенчатой космической транспортной системы с первой ступенью в виде экраноплана. Конец 1990-х гг. Рисунок автора.

Основная проблема формирования технических требований состоит в том, что очень трудно с высокой достоверностью прогнозировать будущие грузопотоки на орбиты искусственных спутников Земли. Главным просчетом в прошлом являлся чрезмерный оптимизм в оценке темпов роста космической деятельности. Он был связан как с отвлечением усилий на решение неотложных глобальных проблем цивилизации, так и с недооценкой трудностей, связанных с внедрением новых технологий (создание эффективных конструкций, работающих в широком диапазоне полетных условий, а также двигателей дальней перспективы). Все это привело к завышению на порядок прогнозируемой величины грузопотоков по сравнению с реальной.

Оказались также преувеличенными представления о рациональной размерности "кванта" (неделимой части) полезной нагрузки и частоте пусков СВ. Так, технической возможности увеличить массу КА в одном пуске противостоит тенденция к миниатюризации космических аппаратов различного назначения даже в случае расширения круга решаемых ими задач. В результате в течение последних десятилетий практически стабилизировалась максимальная полезная нагрузка ракет-носителей, а проекты более тяжелых СВ оказались пока невостребованными.

Кроме того, стабилизировалась частота запусков КА, которую определяет существующая сеть космодромов. Число запусков будет постепенно увеличиваться, но этот прирост станет менее интенсивным, т.к. все труднее решаются вопросы отчуждения земель под стартовые сооружения и зоны падения отработанных ступеней РН. И хотя в космическую деятельность вовлекаются новые государства, их вклад в общую картину не так велик, как у лидеров освоения космоса. Правда, существует тенденция запусков СВ из различных сред (воздушный, морской, подводный старты), но ужесточение экологических требований и влияние правовых вопросов могут привести к введению лицензирования и квот.

В то же время мировая космонавтика продолжает активизироваться. Возрастают требования к разноплановости решаемых задач, к качеству услуг, надежности и экономичности космической техники и инфраструктуры. В настоящее время предложение на рынке запусков КА превышает спрос в несколько раз, что сильно тормозит разработки новых СВ и заставляет ограничиваться модернизацией существующих. Каждый раз, когда обостряются проблемы финансирования, судьба перспективных СВ решается не в их пользу.

Каким образом все это скажется на облике будущих СВ? В первую очередь, это зависит от степени их многоразовости. Анализ показывает, что применение многоразовых транспортных космических систем может быть рентабельным при интенсивных грузопотоках (запуск космических аппаратов общей массой несколько тысяч тонн в год, что проблематично) и при возвращении КА на Землю (повторном их использовании).

УЛУЧШЕНИЕ ТЕХНИКО-ЭКОНОМИЧЕСКИХ ПОКАЗАТЕЛЕЙ

В настоящее время имеются десятки проектов многоразовых транспортных космических систем (МТКС) на разной стадии разработки. Важнейшие направления их совершенствования: повышение надежности и экологичности, снижение удельной стоимости выведения, повышение многоразовости и уменьшение числа ступеней РН, интеграция планера с двигателем, снижение сухой массы РН, повышение экономичности двигателей, сокращение сроков межполетной подготовки за счет упрощения наземного обслуживания.

В последние десятилетия предложены следующие научно-технические разработки: компоновки типа "несущий корпус", новые конструктивно-силовые схемы и конструкционно-теплозащитные материалы, перспективные двигатели, в т.ч. гиперзвуковые ВРД и ЖРД нетрадиционных схем, высокоэнергетические многокомпонентные топлива, включающие углеводородные и криогенные составляющие с применением глубокого переохлаждения, многофункциональные системы управления и навигации, семейства экспериментальных аппаратов для тематических летных исследований.

Характерная особенность траекторий полета СВ — преобладание участка гиперзвукового полета, когда подъемная сила фюзеляжа может быть больше, чем у крыла. Такой фюзеляж выгодно выполнять как "несущий корпус" с сечением в виде сегмента окружности, овала или иных кривых с отношением ширины к высоте примерно 2:3. Плоское днище корпуса СВ повышает его несущие свойства и позволяет уменьшить необходимую площадь тонкого крыла, которое почти не имеет полезных объемов. Сложная форма поперечных сечений, которые обычно также не являются геометрически подобными, заставляет устанавливать баки на основе пересекающихся обечаек и днищ ("сиамские" баки). Технология изготовления таких баков, особенно из композиционных материалов, очень сложна, и производство их еще не освоено промышленностью.

Компоновки в виде "несущего корпуса" отвечают требованиям интеграции планера с двигателем, поскольку в них легко решаются вопросы размещения мотогондолы воздушно-реактивных двигателей, в том числе и комбинированных, состоящих из газотурбинных и прямоточных. Носовая часть корпуса в интегральных компоновках играет роль воздухозаборника с внешним сжатием потока, а хвостовая — сопла с внешним расширением.

Поскольку полет МТКС на этапе выведения и на спуске происходит в широком диапазоне скоростей, силовые и моментные характеристики аппарата сильно изменяются как по величине, так и по знаку. Это связано с различными физико-химическими процессами при обтекании корпуса аппарата воздухом и с реализацией различных законов управления полетом. Отсутствие явного преобладания какого-либо режима приводит к трудностям с балансировкой и управлением в некоторых диапазонах полета.

В этом случае необходимо обращаться к адаптивным компоновкам, в которых могут присутствовать нетрадиционные органы управления движением, объединенные к тому же с двигательной установкой.

Вообще компоновка таких систем в наименьшей степени поддается формализации и поэтому на начальном этапе проектирования с трудом может быть автоматизирована. Ее эффективность можно оценивать различными методами и с разных позиций. Наиболее употребительными являются расчетный и экспертный методы. Расчетный метод применим, когда алгоритм компоновки легко формализовать. Он также продуктивен при оценке частных особенностей компоновки: объемной эффективности, плотности компоновки и т.д. Эти критерии не однозначны и не исчерпывающи. Так, мероприятия, улучшающие аэродинамические характеристики, увеличивают сухую массу. А улучшение аэродинамики не является самоцелью. Для спускаемого аппарата масса топлива не связана с его аэродинамикой, на которую к тому же трудно повлиять (геометрия корпуса определяется размерами КА). Но для этих систем при горизонтальном старте аэродинамика является критичным фактором.

Многоразовая воздушно-космическая система "Энергия" — "Буран" на стартовом комплексе космодрома Байконур. 1988 г. Фото РКК "Энергия".

Для получения обобщенных критериев эффективности нередко применяются интегральные математические зависимости, включающие систему параметров с назначенными весовыми коэффициентами. Однако весовые коэффициенты назначаются экспертами, поэтому такой метод можно считать разновидностью экспертного метода оценки. Экспертная оценка эффективности — более гибкая по сравнению с расчетной и наиболее применима для получения качественных выводов путем сравнения с ближайшими аналогами при получении оценки. Она позволяет учесть текущие изменения логики проектирования, но более субъективна.

Наиболее действенно сочетание экспертных и расчетных методов, причем по мере завершения проектирования аппарата роль расчетных методов возрастает. На начальных этапах наиболее значима роль экспертов в области двигательных установок, поскольку их усилия определяют будущую концепцию многоразовых систем. Оптимизация схемы аппарата усиливает роль специалистов по аэротермодинамике и прочности.

Специфика таких систем связана с внедрением новых конструктивно-силовых схем. Главной особенностью является большой перепад температур (от 15-50 К до 1300-2300 К) на очень малой толщине пакета конструкции и теплозащиты (от единиц до десятков сантиметров). Наличие температурных напряжений и деформаций приводит к необходимости применения ферменных и гофрированных конструкций. Большой градиент температур по длине аппарата, местные пики тепловых потоков (при переходе ламинарного пограничного слоя в турбулентный, взаимодействии ударных волн с передними кромками) требуют применения конструкционно-теплозащитных материалов широкого спектра. Помимо пассивной плиточной теплозащиты на основе микрокварцевых волокон (КК "Спейс Шаттл" и "Энергия"-"Буран") в проектах будущих систем рассматриваются жаропрочные и жаростойкие сплавы на основе никеля и ниобия, дисперсно-упрочненные сплавы, интерметаллические соединения, композиционные материалы на основе углерода и кремния.

Широкий диапазон полетных условий МТКС заставляет рассматривать различные комбинации двигателей — газотурбинных, прямоточных и ракетных. Наиболее сложные и интересные проблемы решаются в проектах с прямоточными и ракетно-прямоточными двигателями со сверхзвуковым горением. Исследуются и ЖРД нетрадиционных схем — линейные, двухтопливные и их комбинации. Обычно не возникает вопросов в отношении применяемого окислителя (жидкий кислород). Более проблематичен выбор горючего (оптимизируется его состав — соотношение между углеводородом и водородом, агрегатное состояние — жидкий или шугообразный водород).

Испытания МТКС не могут быть проведены только на наземных установках. Возникает необходимость в уменьшенных экспериментальных аппаратах для летных исследований. При опережающих разработках могут использоваться беспилотные тематические аппараты (отработка частных вопросов аэрогазодинамики, концепций двигателей, новых типов теплозащиты). В ходе работ требуется объединить результаты и отработать аналог будущей системы. В этом случае более применимы объектовые экспериментальные аппараты, которые имеют большие размеры, решают комплекс задач и могут быть пилотируемыми.

Однако вопросы создания экспериментальных аппаратов всегда увязываются с их высокой стоимостью. Обсуждается возможность применения их в качестве целевых на отдельных этапах программы, что могло бы повысить их рентабельность. Имеются предложения по использованию аэробаллистических систем на основе РН и планирующих аппаратов, способных выполнять оперативный экологический мониторинг, помогать в районах природных и техногенных катастроф. Создание таких аэробаллистических систем позволит с относительно небольшими затратами поддержать технологический уровень, необходимый для создания будущих многоразовых систем, поскольку экспериментальные и рабочие аппараты имеют сходные режимы полета и конструктивно-компоновочные решения.

Такой большой объем работ может реализоваться только при выполнении комплекса скоординированных на государственном уровне научных и прикладных исследований, объединенных в единую национальную программу.

Итак, существует несколько основных барьеров, препятствующих развитию МТКС: финансовый — очень велики первоначальные вложения в проекты систем, требуется длительное и рискованное отвлечение ресурсов; маркетинговый — не определено позиционирование на рынке космических услуг с точки зрения учета их специфических свойств и перспектив развития; конструктивно-технологический — отсутствует ряд технологий, обеспечивающих необходимые летно-технические характеристики, надежность и безопасность.

Эти барьеры не означают порочность концепции многоразовых систем, а вызваны объективным состоянием данного транспортного средства на начальном этапе развития. В свое время неэффективными были паровоз, автомобиль и самолет. Пассажирские самолеты стали самоокупаемыми намного позже первых полетов аэроплана братьев Райт. Не поддаются экономическим оценкам оборонные аспекты. МТКС можно рассматривать и как способ совершенствования СВ и транспортных операций. Наконец, никто не отменял понятия государственного престижа. Поэтому нет никакого сомнения, что развитые страны в будущем успешно решат проблемы создания нового средства выведения космических аппаратов.