Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже
Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.
Размещено на http://www.allbest.ru/
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ
"МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(национальный исследовательский университет)" (МАИ)
Филиал "ВОСХОД"
по курсовой работе
на тему: "Виды разгонных блоков"
по дисциплине: "Введение в специальность"
Выполнил:
студент группы ВЛ2-48 Жиентаев А.Б.
Байконур 2016 год
Список сокращений
РН - ракета-носитель
КА - космический аппарат
КРТ - компонент ракетного топлива
РКН - ракета космического назначения
РКК - ракетно-космический комплекс
КАЗ - кислородно-азотный завод
РБ - разгонный блок
ГСО - геостационарная орбита
ДУ - двигательная установка
К-к. с - конструктивно-компоновочная схема
Содержание
- Список сокращений
- Введение
- 1. Разгонный блок "Фрегат"
- 1.1 Модификации разгонного блока "Фрегат"
- 1.2 Запуски
- 2. Разгонный блок "Бриз"
- 2.2 Аварии
- 3. Разгонный блок "Аджена"
- 4. Разгонный блок "Волга"
- 4.1 Эксплуатация
- 5.1 Применение
- 5.2 Модификации
- 5.3 Разработка
- Приложение А
Введение
Разгонный блок, а также межорбитальный буксир это средство выведения космического аппарата, предназначенное для перемещения выводимых полезных грузов с опорной орбиты на целевую орбиту или направления их на отлетные и межпланетные траектории.
Для выполнения этого разгонные блоки должны иметь возможность выполнять один или несколько манёвров, связанных с изменением скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов) участки пассивного полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой разгонный блок должен иметь маршевый двигатель многократного включения, а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения разгонного блока с космическим аппаратом и создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления космическим аппаратом, так и от автономной системы управления самого разгонного блока. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для её размещения.
1. Разгонный блок "Фрегат"
"Фрегат" - универсальный разгонный блок, может быть использован в составе ракеты-носителя среднего и тяжёлого классов. Разработан и производится в НПО Лавочкина.
Рисунок 1 - Разгонный блок " Фрегат "
РБ использует двигатель, аналогичный применённому в РБ "Бриз-М" и "Бриз-КМ". Тяга этого двигателя составляет 2 тонны, что близко к оптимуму для ракет среднего класса, но недостаточно для РБ "Бриз-М", из-за чего выведение на геопереходную и отлетную траектории приходится осуществлять в несколько импульсов.
РБ "Фрегат" используется для выведения космического аппарат на опорную, геостационарную и геопереходную орбиты искусственного спутника Земли, а также для ориентации и стабилизации головного блока на пассивном и активном участке полета.
1.1 Модификации разгонного блока "Фрегат"
1) Базовая, так называемая "Фрегат"
разгонный блок межорбитальный буксир
Предназначена для ракет нижнего среднего класса, таких как Союз-2 и т.д. Прошёл 3 этапа модернизации включая один из самых существенных - замена БВК Бисер-3 на Бисер-6. Первый пуск разгонного блока "Фрегат" состоялся в 2000 году с космодрома Байконур.
2) "Фрегат-СБ" и "Фрегат-СБУ"
Эти "Фрегаты" с сбрасываемыми баками. Масса рабочего топлива в простом и усовершенствованном блоке баков - соответственно 3100 и 4800 кг. Эта модификация предназначена для ракет верхнего среднего и тяжёлого классов, в первую очередь, для РКН "Зенит-3SLБФ". Испытания модификации "Фрегат-СБ" стартовали в апреле 2011 года на космодроме Байконур при запуске КА "Электро-Л".
3) "Фрегат-М"
Это Фрегат с рядом доработок по облегчению конструкции включая новую компоновку ПО1 и с увеличенной несущей способностью (с 12 т х м до 16 т х м).
4) "Фрегат-МТ"
Специализированная модификация Фрегат предназначенная для запусков с космодрома Куру. Увеличенная заправка за счёт установки дополнительных ёмкостей, доработанный ПО1, облегчённый ПхО. Вращение Земли позволяет при старте из района экватора выводить большую полезную нагрузку, чем при старте с более высоких широт, с использованием одной и той же ракеты-носителя. Также, влажный экваториальный климат Гвианы существенно отличается от климата Плесецка и Байконура. Это потребовало доработки базовых моделей блока для применения в новых условиях. Первый запуск данной модификации состоялся 21 октября 2011 года. Ракета-носитель Союз-СТБ с разгонным блоком Фрегат-МТ вывела на орбиту 2 спутника европейской навигационной системы Галлилео.
1.2 Запуски
Ракета-носитель "Союз-ФГ" с разгонным блоком "Фрегат" использовалась для запуска в 2003 году межпланетной станции "Марс-экспресс", а в 2005 году - похожей станции "Венера-экспресс".
Большая часть запусков РН Союз-2 осуществлялась с использованием РБ "Фрегат", в частности, именно такой связкой будут выводиться все спутники Глонасс-К - аппараты третьего поколения системы ГЛОНАСС.
19 декабря 2013 года разгонный блок "Фрегат-МТ" вывел на орбиту европейский телескоп Gaia.
Ракета-носитель "Союз-СТ-Б" с разгонным блоком "Фрегат-МТ" и двумя европейскими спутниками Галилео, запущенная с экваториального космодрома Куру 22 августа 2014 года, не вывела спутники на расчетную орбиту из-за нештатной работы РБ "Фрегат-МТ", предположительно в результате ошибки в программном обеспечении, заложенном на борт и содержащем неправильное полетное задание.
Начиная с 2000 года и по август 2016 года было запущено 58 разгонных блоков "Фрегат" (из них 1 запуск аварийный по вине разгонного блока 22.08.2014). Выведены на расчетные орбиты более 100 космических аппаратов российского и зарубежного производства. Запуски осуществляются с трех космодромов: Плесецк, Байконур, Куру (Французская Гвиана).
РБ "Фрегат" обладает исключительными характеристиками: длительное (до 2-х суток) время активного существования, алгоритмы управления, позволяющие преодолевать внештатные ситуации, многократность (до 7 раз) включения маршевой двигательной установки, высочайшая надежность и, практически, идеальная точность выведения благодаря использованию оборудования ГЛОНАСС/GPS.
2. Разгонный блок "Бриз"
"Бриз" - семейство российских разгонных блоков, использующихся в составе ракеты-носителя лёгкого и тяжёлого классов.
Разработан в Государственном космическом научно-производственном центре им. М.В. Хруничева. Блоки семейства "Бриз" отличаются очень плотной компоновкой. В качестве топлива использует "гептил" и "амил". Первый полет 16 мая 2000 года.
Рисунок 2. Бриз-М
2.1 Модификации разгонного блока "Бриз"
1) РБ "Бриз-М" может быть использован с ракетами-носителями Ангара, Протон-М. Блок обеспечивает выведение полезной нагрузки на низкие, средние, высокие орбиты и ГСО. Применение РБ "Бриз-М" совместно с РН Протон-М позволяет увеличить массу полезной нагрузки, выводимой на геостационарную орбиту до 3,7 тонн, а на переходную орбиту более 6 тонн. Первый пуск РБ "Бриз-М" состоялся 5 июля 1999 года. РН "Протон-К" (пуск аварийный). Первый удачный пуск состоялся 6 июня 2000 года с РН "Протон-К" и КА "Горизонт". Первый запуск комплекса Протон-М - Бриз-М состоялся 7 апреля 2001 года. На начало 2013 года было проведено более 55-ти запусков ракет "Протон" с РБ Бриз-М.
2) РБ Бриз-КМ используется в качестве третьей ступени ракеты-носителя лёгкого класса "Рокот". Маршевый двигатель блока имеет возможность многократного включения, что позволяет использовать различные схемы выведения космических аппаратов, в том числе групповой запуск космических аппаратов на одну или несколько различных орбит. Первый пуск РБ "Бриз-КМ" состоялся 16.05.2000 г. РКН "Рокот" с эквивалентами полезной нагрузки (ЭПН) SimSat-1 и SimSat-2.
2.2 Аварии
"Бриз-М" стали причиной ряда аварий с участием ракеты-носителя "Протон" с 2008 по 2013 годы. Согласно статистике, с 2008 года осуществлено 48 пусков ракеты "Протон" (31 коммерческий пуск и 17 - в рамках федеральной космической программы), из которых четыре закончились авариями по вине разгонных блоков "Бриз-М".
3. Разгонный блок "Аджена"
RM-81 "Аджена" (англ. RM -81 Agena ) - американский разгонный блок и платформа обеспечения спутников, первоначально разрабатывался компанией Lockheed в интересах программы создания разведывательных спутников WS-117L. После разделения WS-117L на программы разработки спутников фоторазведки SAMOS и CORONA и программу разработки спутников раннего предупреждения о ракетном нападении MIDAS.
Рисунок 3. "Аджена-VIII" в качестве мишени для стыковки с пилотируемым кораблём Джемини-8 в рамках программы Джемини, март 1966.
"Аджена" стал использоваться в качестве разгонного блока и одного из основных компонентов в нескольких программах, в том числе при выведении на орбиту спутников фоторазведки СORONA и в качестве мишени для отработки сближения и стыковки в космосе с пилотируемыми кораблями по программе Джемини. В качестве разгонного блока применялся в составе ракет-носителей "Атлас-Аджена", "Тор-Аджена", "Торад-Аджена" и "Титан-3B", также изучалась возможность его использования в программах Space Shuttle и Атлас-5.
Всего, начиная с 28 февраля 1959 года, "Аджена" запускался 365 раз, последний запуск состоялся в феврале 1987 года (в варианте Agena D ).
RM-81 "Аджена" приспособлен для длительного пребывания в условиях космического пространства с повторными запусками двигательной установки для коррекции орбиты и спуска космического аппарата. Масса ступени с топливом составляет около 7 тонн, тяга жидкостного ракетного двигателя 72 кН.
3.1 Варианты ступени "Аджена"
4. Разгонный блок "Волга"
"Волга" - блок выведения космических аппаратов разработки ЦСКБ-Прогресс, предназначен для работы совместно с РН "Союз-2".
Рисунок 4. Разгонный блок "Волга"
Энергетические характеристики блока позволяют при запуске с космодрома Плесецк вывести полезную нагрузку массой до 1700 кг на круговую орбиту высотой 1000 км (наклонение 62,8°), для орбиты высотой 1500 км (наклонение 82,4°) максимальная масса полезной нагрузки составит 1400 кг. При запуске на солнечно-синхронную орбиту высотой 835 км и наклонением 98,7° полезная нагрузка также составит 1400 кг.
Работы по созданию блока выведения начались в 2008 году. Потребность в данном блоке возникла из-за того, что существующие верхние ступени ракеты-носителя "Союз-2" позволяют реализовать только одноимпульсную схему выведения. Это не позволяет реализовать энергетически оптимальную схему выведения, особенно для круговых орбит высотой больше 250-300 км.
Защита эскизного проекта состоялась в 2010 году, в этом же году была выпущена конструкторская документация.
Основная часть бортовой аппаратуры блока взята из других изделий ЦСКБ-Прогресс с соответствующей доработкой.
4.1 Эксплуатация
1) 28 декабря 2013 года в 16: 30 МСК состоялся запуск ракеты-носителя Союз-2.1в" с блоком выведения "Волга", полезную нагрузку составили космический аппарат "АИСТ № 1" и две калибровочные сферы СКРЛ-756. В 18: 10 космические аппараты успешно отделились от блока выведения на целевой орбите.
2) 5 декабря 2015 года в 16: 30 МСК состоялся запуск ракеты-носителя "Союз-2.1в" с космическими аппаратами МО РФ "Космос-2511" и "Космос-2512". Возможно один из двух военных спутников не отделился от разгонного блока "Волга".
3) 28 апреля 2016 года с космодрома "Восточный" состоялся запуск ракеты-носителя "Союз-2.1а" с космическими аппаратами "Ломоносов", "Аист-2Д" и "СамСат-218".
5. Семейство разгонных блоков "Д"
Семейство разгонных блоков (верхних ступеней), происходящих от разгонного Блока "Д" - пятой ступени космического ракетного комплекса Н1-Л3, предназначенного для полёта на Луну советских космонавтов.
Используют в качестве топлива пару жидкий кислород - керосин, при этом допускается заправка синтином без переделки конструкции.
Рисунок 5. Двигатель 11Д58М
В составе штатного комплекса блок "Д" отвечал за перевод связки ЛК-ЛОК с траектории перелёта на окололунную орбиту, за перевод ЛК с окололунной орбиты на посадочную траекторию, а также за коррекции при перелёте (блоки А, Б и В - первые три ступени ракеты Н-1, выводившие комплекс на низкую околоземную орбиту, блок "Г" разгонял экспедицию к Луне). Поэтому максимальное число запусков двигателя блока Д (он имеет индекс 11Д58, или РД-58 в некоторых источниках) было равно семи, а время жизни блока Д было равно 7 суткам. Для этого кислородный бак имел форму сферы и был снабжён теплоизоляцией. Кроме того, он заправлялся охлаждённым до?200°C кислородом (температура кипения?183°C), что позволяло дополнительно уменьшить потери на испарение, и, вдобавок, увеличивало плотность жидкого кислорода, экономя необходимый объём бака. Бак керосина имел тороидальную форму, и был наклонён на 3 градуса, для упрощения конструкции топливо заборника. Тяга двигателя 11Д58 составляла 8,5 тонны.
5.1 Применение
В связи с неготовностью ракеты Н-1 было принято решение о программе облёта Луны без высадки с помощью ракеты УР-500К. Для этого был разработан космический корабль 7К-Л1, заимствовавший часть систем с орбитального корабля 7К-ОК, известного, как "Союз". Чтобы придать кораблю необходимую скорость, трёхступенчатая УР-500К была снабжена четвёртой ступенью - блоком Д, заимствованным с ракеты Н-1.
Под названиями "Зонд-5" - "Зонд-8" корабль 7К-Л1 четырежды облетал Луну, но без космонавтов ("Зонд-4" был запущен в противоположную от Луны сторону на высокоэллиптическую орбиту с высотой апогея около 330000 км).
Требования, предъявлявшиеся к блоку Д в составе лунного комплекса, не вполне соответствовали тому, что было нужно для АМС и спутников связи.
В результате была предпринята модификация, направленная на повышение грузоподъёмности и снижения стоимости блока Д. Модифицированный разгонный блок, названный ДМ, имел время активного существования всего 9 часов, и количество запусков двигателя было ограничено тремя. Это позволило избавиться от теплоизоляции на баке кислорода, и части блоков системы обеспечения запуска СОЗ.
В связи с различными требованиями, предъявляемыми разнообразными полезными нагрузками, были разработаны и другие модификации - ДМ-2, ДМ-3. Для работы в составе комплекса Зенит-3SL была разработана модификация ДМ-SL. Кроме керосина, блок ДМ может использовать в качестве горючего синтетический углеводород синтин, что увеличивает удельный импульс его двигателя с 358 до 361 единицы.
Использование блока ДМ на ракете "Протон" подходит к концу - он заменяется блоком Бриз-М, но в программе Морской старт блок ДМ-SL (а в программе "Наземный старт" используется ДМ-SLB) будет использоваться и дальше. Это связано с тем, что Бриз-М использует те же компоненты топлива, что и ракета "Протон", а Блок ДМ, наоборот, соответствует ракете "Зенит". Интересно, однако, что для выведения спутников ГЛОНАСС-М (Ураган-М) на круговые орбиты высотой около 20000 км блок ДМ обеспечивает более высокую точность выведения, чем Бриз-М, и поэтому его использование на ракете "Протон-М" прекратится, видимо, только после окончательной замены спутников "Ураган-М" (ГЛОНАСС-М) на новые негерметичные аппараты ГЛОНАСС-К, лётные испытания которых начались в феврале 2011 года. Тем не менее, 5 декабря 2010 был осуществлён первый запуск новой модификации блока ДМ (11С861-03) с увеличенной заправкой и большей грузоподъёмностью. Блок ДМ-03 был использован для запуска тройки спутников ГЛОНАСС-М, при этом вывод на орбиту завершился неудачно.
Отношение к выводу из эксплуатации блока ДМ несколько изменилось после аварий РБ "Бриз-М" в 2006 году при запуске "Арабсат-4А" и в 2008 году при запуске АМС-14, и, возможно, блок ДМ останется в эксплуатации для подстраховки и как опция для коммерческих заказчиков.
Разгонный блок ДМ-SL установил 19 августа 2012 года рекорд по точности выведения при запуске. В настоящее время (на 20 августа 2012) является единственным блоком семейства Д разрешенным к применению.
5.2 Модификации
1) Блок Д (11С824) - прототипом данного блока, является блок Д, разработанный ОКБ-1, в качестве пятой ступени комплекса Н1-Л3, части советской лунно-посадочной пилотируемой программы. На блоке "Д" комплекса Л3 устанавливался двигатель 11Д58 разработки ОКБ-1. Двигатель 11Д58, выполненный по замкнутой схеме, впервые должен был обеспечивать многократный запуск в условиях космического пространства и невесомости с помощью раскрутки бустерного бакового турбонасосного агрегата окислителя сжатым газом из автономной газобаллонной секции пневмогидросистемы пуска блока "Д". В процессе пневмозапуска насос окислителя создавал значительный напор (около 10 кг/см 2), что обеспечивало надёжное заполнение неохлажденного тракта окислителя жидким кислородом и начальный уровень расхода газогенераторного газа через турбину основного ТНА, необходимые для выхода двигателя на нормальный режим. Такая схема обеспечивала минимальные потери кислорода на захолаживание ДУ. Для уменьшения теплового притока к окислителю (переохлажденный кислород с температурой до?193°С) была принята сферическая форма бака окислителя с экранно-вакуумной теплоизоляцией, а все соединения выполнены с помощью тепловых мостов. Бак горючего, внутри которого располагался двигатель, имел форму тора. На блоке впервые были применены технические решения, которые впоследствии стали классическими в ракетной технике (например, использование баковых преднасосов, входящих в состав двигателя, и хранение гелия в баллонах, погруженных в жидкий кислород).
2) ДМ (11С86) - модификация блока "Д", разработанная для выведения на геостационарную орбиту спутников связи и телевидения, разработки КБ ПМ (Главный конструктор М.Ф. Решетнёв). Спутники связи не имели аппаратуры управления ракетным блоком, поэтому блок "Д" был оснащен самостоятельной системой управления, расположенной в герметичном приборном отсеке тороидальной формы, в котором также размещалась аппаратура телеметрии и командной радиолинии. Приборный отсек был установлен на специальной ферме над баком окислителя и имел систему терморегулирования. На блоке "Д" был установлен двигатель 11Д58М, разработанный в НПО "Энергия" под руководством Б.А. Соколова. Данный двигатель серийно изготавливается на Воронежском механическом заводе. Модифицированный разгонный блок имел время активного существования 9 часов, и количество запусков двигателя было ограничено тремя. В настоящее время используются разгонные блоки моделей ДМ-2, ДМ-2М и ДМ-03 производства РКК "Энергия", у которых количество включений было увеличено до 5.
5.3 Разработка
Разработка блока "ДМ" началась в 1969 году. Блок этой модификации с 3 августа 1973 г. по 30 июля 1975 г. прошёл шесть огневых испытаний, в процессе которых блок заправлялся по два-три раза, а двигатель включался по 4-5 раз. Эксплуатируется с РН "Протон" с 1974 г.
Характеристики:
- Сухая масса разгонного блок "ДМ" - 3420 кг,
- Масса отделяемых в полёте элементов - 1090 кг;
- Массу КА, выводимых на ГСО, - до 2600 кг;
- Заправляемый запас компонентов топлива - 15050 кг;
- Длина - 6280 мм
- Ширина (диаметр) - 3700-4100 мм
- Тяга двигателя 11Д58М в пустоте - 8550 кгс
- Удельная тяга (в пустоте) - 361 с
Блок "ДМ" состоит из: маршевого двигателя; двух двигательных установок стабилизации и ориентации; сферического бака окислителя; тороидального бака горючего; приборного отсека; аппаратуры командно-измерительного комплекса; отделяемых в полете нижнего и среднего переходников. Подтвержденная надежность двигателя 0,997 при доверительном уровне 0,9. Каждый двигатель проходит контрольные испытания без переборки с использованием прогрессивных средств диагностирования технического состояния.
Список использованных источников
1. Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Разгонные блоки. Ядерные энергетические установки космических аппаратов. Ядерные ракетные двигатели. // Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы). - М., 1996. - 326 с.
2. Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Проектные проработки перспективных разгонных блоков // Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы). - М., 1996. - 326 с.
3. http://space. skyrocket. de/doc_stage/fregat. htm
4. http://www.laspace.ru/rus/fregat_construction. php
5. Куренков В.И., Конструкция и проектирование изделий ракетно-космической техники. Часть 2. Основы проектирования ракет-носителей. - Самара, 2012.
Приложение А
Конструктивно-компоновочная схема РБ "Фрегат"
Обозначения
1 - головной обтекатель
2 - верхний бак РН
3 - переходник
4 - полезная нагрузка - малогабаритные спутники
5 - разгонный блок
6 - ферма для установки полезной нагрузки
Размещено на Allbest.ru
...Подобные документы
контрольная работа , добавлен 15.10.2010
Особенности и основные способы проектирования электрореактивной двигательной установки космического аппарата. Этапы разработки циклограммы энергопотребления, анализ чертежа движителя. Характеристика космических электроракетных двигательных установок.
дипломная работа , добавлен 18.12.2012
Понятие и особенности спускаемой капсулы, ее назначение и компоновка, процесс спуска с орбиты. Конструкция спускаемой капсулы, контейнер для носителя информации, корпус, теплозащитное покрытие, двигатель мягкой посадки. Размещение аппаратуры и агрегатов.
реферат , добавлен 31.07.2010
Ограниченная круговая задача трех тел и уравнения движения. Типы ограниченных орбит в окрестности точек либрации и гравитационная задача. Затенённость орбит и моделирование движения космического аппарата. Проекция долгопериодической орбиты на плоскость.
курсовая работа , добавлен 01.07.2017
Изучение факторов, действующих на организм в условиях космического полета и изменений в различных системах организма. Особенности протекания физических процессов и бытовых действий на борту космического аппарата. Подготовка космонавтов к невесомости.
реферат , добавлен 23.10.2013
Описание кометы как тела Солнечной системы, особенности ее строения. Траектория и характер движения этого космического объекта. История наблюдения астрономами движения кометы Галлея. Наиболее известные периодические кометы и специфика их орбиты.
презентация , добавлен 20.05.2015
Выбор места посадки космического аппарата на Луну. Поиск точек либрации. Определение видимости КА без учета лунного рельефа. Расчет угла места КА над горизонтом. Реализация алгоритма на языке С++. Разработка программы для оптимального места посадки.
дипломная работа , добавлен 08.02.2017
Разработка конструкции двигателей летательных аппаратов. Выбор оптимальных материалов корпуса и соплового блока на примере тормозного ракетного твердотопливного двигателя трехблочной системы посадки космического летательного аппарата "Восход" на Землю.
курсовая работа , добавлен 07.03.2013
История создания орбитального корабля "Буран", его назначение. Подготовка запасного аэродрома в Крыму. Технические характеристики космического челнока, особенности его выведения на орбиту и возвращения. Единственный полет корабля в автоматическом режиме.
реферат , добавлен 11.03.2014
Ракетоносители сверхлегкого, легкого и среднего класса. Возможные варианты компоновки ракетоносителя "Энергия". Общий вид кислородно-водородного разгонного блока. Главные особенности материкового (наземного), морского и воздушного способа старта.
Разгонные блоки (РБ), часто называемые межорбитальными буксирами, обеспечивают перемещение выводимых полезных грузов с орбиты на орбиту или направление их на "отлетные" и межпланетные траектории. Для этого РБ должны иметь возможность выполнять один или несколько маневров, связанных с изменением (как правило, приращением) скорости полета, для чего в каждом случае предполагается включение его маршевого двигателя. Между этими включениями следуют продолжительные (до нескольких часов и более) участки пассивного (по инерции) полета по переходным орбитам или траекториям. Таким образом, любой РБ должен иметь маршевый двигатель многократного включения (чаще всего, ЖРД), а также дополнительную реактивную систему или двигательную установку, обеспечивающую ориентацию и стабилизацию движения РБ с КА, а также создание условий для запуска маршевого двигателя. При этом управление работой его двигателей может осуществляться как от системы управления КА, так и от автономной системы управления самого РБ. В последнем случае он должен иметь специальный приборный отсек для ее размещения.
Первый в мире РБ - блок "Е" для РН «Союз» был создан в ОКБ-1 под руководством С.П.Королева для обеспечения полета КА "Луна-1", стартовавшего 2 января 1959 года. В дальнейшем этот блок стал использоваться в качестве третьей ступени РН типа "Восток". Входящий в его состав маршевый кислородно-керосиновый ЖРД РД-7 был создан в рекордно короткие сроки (6 месяцев) на базе камеры разработки М.В.Мельникова и турбонасосного агрегата С.А. Косберга.
Позже в Центральном КБ экспериментального машиностроения (так стало называться ОКБ-1) под руководством М.В.Мельникова был также создан кислородно-керосиновый ЖРД С1-5400 и для второго отечественного РБ - блока "Л". Этот двигатель, являясь первым в мире ЖРД с дожиганием генераторного газа на данных компонентах, обладал высоким удельным импульсом и большим ресурсом работы, что обеспечило его успешную и длительную эксплуатацию в составе РН "Молния". Блок "Л" широко использовался для полетов межпланетных КА типа "Луна", "Венера" и "Марс", а также часто применялся для запуска солнечных обсерваторий "Прогноз" и спутников
связи "Молния" на высокоэллиптические орбиты.
Однако основной прорыв в создании многопрофильных РБ состоялся в конце 60-х годов и был связан с осуществлением проекта «Н1-ЛЗ», предназначавшегося для выполнения лунной экспедиции. Тогда было создано сразу два достаточно мощных РБ - блоки "Г" и "Д", входивших в состав головного блока ЛЗ. Оба блока также использовали в качестве компонентов ракетного топлива жидкий кислород и керосин, а их двигатели создавались в ЦКБ ЭМ путем модернизации и форсирования ЖРД С1-5400 блока "Л". К сожалению, блок «Г» после прекращения работ по программе Н1-ЛЗ применения не нашел, а вот блок "Д", по предложению С.П.Королева, был установлен на РН "Протон-К" для осуществления проекта УР-500К-Л 1 - первого этапа пилотируемой лунной программы. После закрытия этой программы блок "Д" активно использовался для полетов автоматических станций к Луне, Венере и Марсу. В настоящее время его применение стоит в планах очередных межпланетных экспедиций.
Блок "Д" оказался очень удачным для выведения полезных грузов на геостационарную орбиту. В 1974 году он прошел первые летные испытания в этом качестве, был модернизирован и с 1976 года для запуска КА на геостационарную орбиту используется его модификация - блок "ДМ". Блок "ДМ" в отличие от блока "Д"имеет автономный приборный отсек с собственной системой управления.За прошедшие годы претерпел модернизацию и ЖРД РД-58 блока "Д". В настоящее время блоки "Д" и "ДМ" комплектуются двигателем РД-58М, разработанным уже в НПО "Энергия" под руководством Б.А. Соколова, сменившего М.В. Мельникова на посту Главного конструктора. ЖРД РД-58М, в отличие от предыдущей модификации, может работать на синтине взамен керосина, что дает существенное приращение удельного импульса. Кроме того, число включений двигателя доведено до 7.
Заметим также, что С.П. Королев еще при подготовке проекта Н1-ЛЗ строил планы замены на верхних ступенях РН Н1 кислородно-керосиновых РБ (блоков "Г" и "Д") на один кислородно-водородный. Поэтому в ОКБ-1 параллельно с разработкой блоков "Г" и "Д" велись работы по созданию совершенного кислородно-водородного ЖРД (под руководством М.В.Мельникова) и мощного разгонного блока на его основе. Окончательно не прекратились эти работы и после смерти С.П.Королева. Они шли в рамках разработки под руководством В.П. Мишина новой, более совершенной программы экспедиции на Луну. Работы по мощному кислородно-водородному РБ были доведены до стадии выпуска проектной документации на летное изделие. Причем сам блок был разработан в отделе ОКБ-1, осуществлявшем ранее работы по РН Н1, а двигатель РД-56 для него был создан к 1974 году в ОКБ А.М.Исаева. Это был первый в мире кислородно-водородный ЖРД с дожиганием генераторного газа. В то время он занимал лидирующее положение в области экономичности, ресурса и надежности. Причем, работы в ОКБ Исаева над РД-56 дошли до стадии завершающих стендовых испытаний ЖРД.
В мае 1974 года ЦКБ ЭМ вошло в состав вновь созданногоНПО"Энергия", Генеральным конструктором которого был назначен В.П. Глушко. Новый Генеральный конструктор тогда не до конца понимал перспективы водородных топлив, к тому же он был с самого начала ярым противником проекта Н1-ЛЗ. Под его "горячую" руку и попал проект мощного кислородно-водородного РБ, работы над которым были прекращены. И только сравнительно недавно этот проект был возрожден, и на базе ЖРД РД-56 планируется создание нового кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), который предполагается использовать на перспективных РН. В частности, запланировано установить КВРБ вместо блока "ДМ" на РН "Протон-М" в рамках начавшейся ее модернизации,
В других КБ работы по созданию РБ ограничивались использованием высококипящих КРТ. Так, в НПО "Южное" для РН "Циклон" был разработан РБ С5М на азотном тетроксиде и НДМГ. Он применяется в качестве третьей ступени РН "Циклон-3".
В последнее время для тех же компонентов топлива разработаны еще два перспективных РБ. Один из них - РБ "Фрегат" - создан в НПО им. С.А. Лавочкина. Он допускает до 20 включений маршевого ЖРД в полете и имеет запас топлива на борту до 5350 кг. Оно размешено в четырех сферических баках. Еще две такие же сферические емкости использованы в качестве приборных контейнеров. Все шесть сфер размещены вокруг маршевого ЖРД, камера которого установлена в карданном подвесе. Силовая рама данного кардана крепится к четырем кронштейнам, каждый из которых приварен к соответствующему топливному баку. На РБ "Фрегат" имеется также двигательная установка ориентации и обеспечения запуска маршевого ЖРД. Она работает на каталитическом разложении гидразина, запас которого (около 85 кг) размещен в двухнебольших сферических баках. Каждый из микродвигателей даннойДУ имеет тягу 50 Н при удельном импульсе 2250 Н*с/кг. Наддув баков, обеспечивающий вытеснительную подачу всех компонентов топлива, осуществляется гелием.
Второй перспективный РБ на АТ и НДМГ "Бриз" разработан в КБ "Салют". Он обеспечивает до 25 включений маршевогоЖРД и имеетрабочий запас топлива до 5150 кг. Топливный отсек - цилиндрический с совмещенным днищем при переднем размещении бака окислителя. Верхнее днище бака окислителя сферическое, а нижнееимеет сложнуюформу и образует полусферическую нишу. Эта ниша проходитчерез бакгорючего и образована внутреннейконической обечайкой бака.
Коническая обечайка приваренавверху к нижнему днищу бака окислителя, а внизу - к нижнему сферическому днищу бака горючего. В нише топливного отсека размещенмаршевый ЖРД.
В отличие от "Фрегата", имеющего большой диаметр и небольшие продольные размеры, "Бриз", наоборот, имеет небольшой диаметр и существенно большую длину. Это позволяет при прочих почти одинаковых ТТХ (см. табл.б.1) применять на РН тот или инойРБ в зависимости от условий его компоновки на РН и размеров КА.Присоздании РБ "Бриз" большое внимание было уделено улучшению его эксплуатационных свойств. Так, в частности, заправку блока компонентами ракетного топлива предусмотрено производить в заводских условиях с последующей ампулизаиией блока. Подобная технология используется для БРПЛ.
Основные тактико-технические данные существующих и разрабатываемых разгонных блоков представлены в таблице 1.
Заправка РБ высококипящими компонентами ракетных топлив и сжатыми газами осуществляется на станциях заправки КА космодрома, низкокипя-
щими компонентами - на стартовом комплексе РКК.
Заправку перспективного РБ «Фрегат» предусмотрено проводить в заво-
дских условиях с последующей ампулизацией топливных баков (отсеков).
Подампулизацией понимается полная изоляция топливного бака от окружающей среды по газовым и гидравлическим каналам.
Дляпредотвращения механического повреждения топливных баков при изменении температуры окружающего воздуха перед заправкой компонентов ракетных топлив проводится их насыщение газом (для АТ и НДМГ насыщение проводится азотом).
Таблица 1. Основные тактико-технические данные РБ
|
Название РБ |
Компоненты РТ (О + Г) |
Тяга ДУ, |
Время работы ДУ, с |
Число включений |
РН,на которой применяется РБ |
|
БРИЗ |
АТ+НДМГ |
«Рокот»,»Ангара», «Протон-М» |
|||
|
КВРБ |
Кислород+водород |
«Протон-М», «Ангара» |
|||
|
Кислород+керосин |
«Протон-К» «Зенит-3» |
изменении температуры окружающего воздуха перед заправкой компонентов ракетных топлив проводится их насыщение газом (для АТ и НДМГ насыщение проводится азотом).
Применение кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ), двига-
тельная установка которого по удельному импульсу (т.е. по энергетическому совершенству) на 18- 28% превосходит двигательные установки РБ на других КРТ, позволит РН «Протон-М» и «Ангара А5» выводить на геостационарную орбиту полезный груз массой 4,2 т (для сравнения, РН «Протон - К» с РБ ДМ выводит на ГСО 2,4т).
Материал аналитики Вадима Жартуна «Выстрел из Царь-пушки: кто сегодня в космосе первый». В сегодняшней публикации автор, продолжая исследовать ситуацию, по которой Россия скатилась на позорное шестое место по аварийности в космосе, решил проверить и уточнить свои результаты, а кроме того - разобраться в вопросе подробнее и попытаться понять, в чём же, собственно, проблема.
Длинное предисловие
На самом деле, ответ на простой вопрос «чьи ракеты чаще падают» можно уточнять практически до бесконечности. На первый взгляд кажется, что всё просто: вот наши ракеты, вот - европейские, а вот - американские, но на деле ситуация немножко сложнее.
Европейцы запускают российские ракеты с космодрома Куру, южнокорейская ракета Наро это наполовину наша Ангара, украинский Днепр летал с российских космодромов, а использовавшийся в международном проекте «Морской старт» Зенит был частично российским и частично - украинским.
В прошлом анализе для простоты я выбросил запуски ракет, созданных более чем одной страной. Но чтобы точнее оценить вклад разных стран в аварийность запусков, сейчас мне пришлось собрать информацию о восьми сотнях космических запусков за последние 10 лет: кто запускал, кто произвёл первую ступень ракеты-носителя, кто - последнюю ступень или разгонный блок и, разумеется, по чьей вине произошла авария.
Например, спутник выведен, но на нерасчётную орбиту. Часть спутников при этом может свою орбиту скорректировать, а часть - нет и становится бесполезным хламом.
Бывает и так, что одним носителем выводится сразу несколько спутников, причём часть успешно, а часть не может отделиться от разгонного блока или просто падает.
Отдельный разговор - аварии, которые произошли до запуска, как это было со взорвавшимся на стартовом столе Фальконом-9: полёта не было, а ракета и спутник - потеряны.
К сожалению, если учесть абсолютно все нюансы, то сравнить ничего не получится - почти каждый случай будет уникален. С другой стороны, увлекаться обобщениями тоже плохо - за цифрами легко потерять суть и причины происходящего. Нужно искать золотую середину.
Условия соревнования
Второй - по отношению аварий последних ступеней или разгонных блоков к запускам, в которых они отработали.
Третий (самый показательный) - суммарный: по отношение всех аварий ко всем запускам.
Успехом считается такой вывод основной полезной нагрузки, при котором спутник или корабль оказались в состоянии выполнить свою миссию.
Аварийность носителей
За десять лет из 269 запусков российских ракет 7 закончились авариями, что даёт уровень аварийности носителей в 2,6%. У американцев за те же 10 лет из-за экспериментов Илона Маска аварийность носителей оказалась чуть лучше - 1,52%. У Китая - 0,64% а Япония с ЕС вышли в отличники, не потеряв ни одной ракеты из 32 и 70 соответственно. Только индусы оказались хуже нас с 2,7% аварий.
В последние пять лет ракеты вообще теряли только мы и американцы, и мы теряли больше - 2,27% против 1,79%. Статистика за три года сократила разрыв, но расстановка сил осталась неизменной: у нас 1,52% аварий, у американцев - 1,43%.
В общем, всё как в старом советском анекдоте: у нас почётное шестое место, у американцев - предпоследнее. Разница, правда, в том, что у них падали новые, неотработанные ракеты, совершившие свой первый успешный полёт всего несколько лет назад (Фалькон-1, Фалькон-2 и Антарес), а у нас Протоны, которым 53 года, и Союзы с более чем 60-летней историей.
На самом деле, это меня беспокоит куда больше, чем последнее место, потому что говорит не о конструктивных недостатках ракет, которые можно сравнительно легко исправить, а о низкой культуре производства.
Отвратительный менеджмент, нищенские зарплаты, тотальная некомпетентность - вот истинные причины аварий, а задом наперёд установленные датчики идущие вразнос турбонасосные агрегаты это всего лишь следствие. Так что пока по телевизору будут обсуждать технические аспекты аварии, а не организационные, можете быть уверены - наши ракеты будут продолжать падать.
Аварии последней ступени
Больше половины наших аварий произошло буквально в одном шаге от успеха: во время работы последней ступени или разгонного блока. За десять лет на этой стадии полёта мы потеряли 9 из 281 космических аппаратов, то есть 3,19%. Китай - 1,92%, США - 1,03%, Япония и ЕС не потеряли ничего. Хуже нас с показателем 5,56% аварий опять оказалась только Индия.
- США: 0%, 110 пусков
- ЕС (ESA): 0%, 38 пусков
- Япония: 0%, 21 пуск
- Китай: 3,45%
- Россия: 3,03%
- Индия: 4,17%
А вот в последние три года кое-что изменилось:
- США: 0%, 69 пусков
- ЕС (ESA): 0%, 26 пусков
- Япония: 0%, 14 пусков
- Китай: 3,45%
- Индия: 5,88%
- Россия: 5,97%
Да, вот и оно - наше очередное шестое место. И это не считая ещё четырёх случаев, когда наши разгонные блоки выводили спутники на орбиту с серьёзными отклонениями.
Вообще, разгонные блоки Фрегат и, особенно, Бриз, использующиеся на последней стадии выведения, это буквально ахиллесова пята отечественной космонавтики. Аварийность Бриз-М - запредельные 8,5%.
Причина проста: к нашей низкой культуре производства добавились ошибки, допущенные при разработке блока. Блок очень плотно скомпонован и представляет собой кольцо из баков с горючим и окислителем, внутри которого находится двигатель и прочая аппаратура.
Из-за плотной компоновки многие детали работают почти на пределе прочности, а работающий двигатель разогревает баки. В одной из аварий перегрев двигателя всего на 1-2 градуса в сочетании с повышенной на пару градусов выше нормы температурой топлива привёл к закипанию окислителя и нарушению работы турбонасосного агрегата.
Как цифры ни крути, суть от этого не меняется: состояние космической отрасли РФ явно не соответствует статусу сверхдержавы. Мы очевидным образом проигрываем конкуренцию: проблемы с качеством и исчезновение преимущества по цене привели к тому, что мы уже два года как утратили лидерство даже по количеству запусков.
Ходят слухи, что Роскосмос решил в пику Илону Маску разработать свою многоразовую ракету. Отличная идея! Но если качество конструкторских решений и культура производства останутся теми же, эту ракету не нужно запускать. Даже из ангара можно не выкатывать, спутники грузить в грузовик и сразу же топить в океане. Результат будет тот же, что и при запуске, но гораздо дешевле...
Проектные проработки перспективных разгонных блоковВ 80-е годы в советской ракетной технике сложилась ситуация, когда использовались только два разгонных блока:
■ блок ДМ и его модификации для ракеты-носителя "Протон";
■ блок Л для ракеты-носителя "Молния".
В это время уже использовались новые ракеты-носители "Энергия" и "Зенит", велись проработки по созданию новой ракеты "Энергия-М", а затем и "Ангара", что, естественно, потребовало создания и перспективных разгонных блоков с маршевыми двигателями многоразового запуска.
В НПО "Энергия" в рамках "Федеральной космической программы России по созданию и поставкам космической техники научного и народнохозяйственного назначения на 1994 г." были разработаны эскизные проекты, исследующие возможность создания оптимального семейства космических разгонных блоков для выведения в космос космических аппаратов, предусмотренных программой космических исследований на ближайшие 10-15 лет. Перед разработчиками перспективных разгонных блоков ставилась новая задача - создание разгонных блоков повышенной экологической чистоты и обеспечение их высокой эффективности и надежности. Космические разгонные блоки и их системы должны были изготавливаться на заводах Российской Федерации.
В НПО "Энергия" был предложен целый ряд разгонных блоков:
■ кислородно-углеводородный разгонный блок Н12РА, представляющий собой перспективную модификацию блока ДМ, эксплуатирующегося с РН "Протон";
■ кислородно-водородный разгонный блок "Ястреб" с маршевым двигателем нового поколения;
■ кислородно-углеводородный разгонный блок легкого класса ЛМ "Прорыв" типа модифицированного блока Л для РН типа Р-7;
■ двухступенчатый кислородно-углеводородный блок 204ГК для РН "Энергия";
■ кислородно-углеводородный блок Н14Б, являющийся одной из ступеней РБ 204ГК;
■ кислородно-углеводородный блок 315ГК, являющийся модификацией блока ДМ, используемого с РН "Зенит".
Разгонный блок Н12РА
Для решения задач ближайшей перспективы с использованием ракет-носителей среднего и тяжелого классов ("Зенит", "Ангара", "Энергия-М") была рассмотрена возможность создания кислородно-углеводородных разгонных блоков на базе блока ДМ. На них предполагалось применение единой для всех РБ этого семейства двигательной установки с двигателем 11Д58МФ, унифицированной конструкции базового модуля и бортового комплекса управления. За базовый блок был принят разгонный блок Н12РА для РН "Ангара", причем с его помощью планировалось выведение КА массой 3-3,5 т на геостационарную орбиту с космодрома Плесецк.
Блок разрабатывался в проектном отделе 102 (начальник отдела В.П. Багров, технический руководитель - заместитель начальника отделения Я.П. Коляко). Активными разработчиками проекта были В.Н. Лакеев, В.П. Клиппа, В.Г. Хаспеков, Н.Н. Тупицын, А.В. Рогов, М.М. Ковалевский, А.В. Дитрих, В.Н. Любимов, В.В. Москаленко и др.
Разгонный блок Н12РА в своем составе имел базовый модуль, включающий топливные баки с устройствами и средствами обеспечения заправки, хранения и подачи топлива в двигатель, приборный отсек, многофункциональный двигатель 11Д58МФ, фермы крепления баков и двигателя, монтажных систем, средний и нижний переходники, сменные фермы крепления полезной нагрузки, бортовые системы и средства, обеспечивающие его функционирование при подготовке к пуску и в полете.
По сравнению с блоком ДМ на разгонном блоке Н12РА предполагалось увеличить объем топливных баков за счет цилиндрических вставок в баке окислителя (до 570 мм) и в баке горючего (до 140 мм) без изменения общих габаритных размеров блока.
Многофункциональный двигатель 11Д58МФ кроме маршевых импульсов должен был обеспечивать импульсы тяги для создания начальной перегрузки в невесомости, а два блока двигателей малой тяги, входящие в его состав, - ориентацию и стабилизацию блока на пассивных участках полета. Все двигатели работали на основных компонентах топлива, забираемых из топливных баков РБ.
При создании унифицированного двигателя 11Д58МФ предполагалась доработка внутрибаковых и заборных устройств топливных баков, двигателя и пневмогидросистемы в целях улучшения их функциональных свойств и повышения надежности работы.
На блоке предусматривалось использование усовершенствованной бортовой системы управления на новой элементной базе разработки НПО "Автоматика" (С.Ф. Дерюгин), системы электропитания на базе литиевых и никель-кадмиевых батарей, системы телеизмерений нового поколения "Орбита-РБ", имеющей вычислительные средства, радиотехнической системы "Квант-РБ", жидкостной системы обеспечения теплового режима, имеющей активные и пассивные средства.
Изменения конфигурации и монтажа элементов ПГС нижнего переходника, сменной фермы крепления полезного груза, а также некоторые изменения и перенастройка бортовой аппаратуры позволили создать родственные блоку Н12РА модификации РБ для ракет-носителей "Зенит", "Протон" и "Энергия-М".
Разгонный блок "Ястреб"
Предварительные проработки кислородно-водородного РБ "Ястреб" как перспективного космического разгонного блока нового поколения были начаты в 1992 году НПО "Энергия", КБХА (B.C. Рачук), ЦНИИМАШ (В.Ф. Уткин) и НИИ ТП (А.С. Коротеев). Более высокие технические характеристики блока достигались за счет использования в качестве горючего водорода.
В ходе работ, завершившихся в апреле 1993 года выпуском "Инженерной записки", были выработаны концепции разработки перспективного разгонного блока, определены основные проектные параметры, сформулированы требования к маршевому двигателю и двигательной установке, бортовым системам, конструкции и агрегатам блока. Перед разработчиками блока была поставлена задача достижения показателей технического уровня, значительно превышающих показатели как существующих, так и разрабатываемых отечественных РБ:
■ высокой полетной надежности, в том числе и при первых пусках ракет-носителей с разрабатываемыми РБ;
■ экологической безопасности РБ как в земных условиях, так и при эксплуатации в космосе.
Блок разрабатывался в проектном отделе 102 (начальник отдела Ф.Ф. Шевелев). Активными разработчиками были В.Н. Лакеев, В.П. Клиппа, В.Н. Веселов, В.Н. Любимов, A.M. Егоров, В.В. Москаленко, Н.Н. Тупицын, В.В. Никитюк, Б.П. Чекмарев, Д.О. Янгель, П.Ф. Кулиш, О.С Карпов и др.
В 1994 году был разработан эскизный проект кислородно-водородного разгонного блока "Ястреб", технические решения которого основывались на использовании производственной и экспериментальной баз только Российской Федерации.
В соответствии с эскизным проектом РБ "Ястреб" должен быть унифицированным, обладать возможностью использования на ракетах-носителях "Зенит", "Ангара" и "Протон" и, при минимальных доработках, - на РН "Энергия-М". Максимальный запас топлива и соответствующие ему объемы топливных баков базового блока "Ястреб" выбирались с учетом условия выведения космических аппаратов массой 4,7 т на геостационарную орбиту с использованием РН "Ангара" при старте с полигона Плесецк при выведении по прямой схеме.
Разгонный блок "Ястреб" разрабатывался в соответствии с новыми техническими решениями по конструкции, двигательной установке, бортовому оборудованию, агрегатам и системам, те, когда увеличение массово-энергетической эффективности происходит не только за счет большой удельной тяги двигателя, но и за счет комплексной оптимизации параметров бортовых систем, конструкции и агрегатов блока.
С этой целью в маршевом двигателе предполагалось использовать:
■ тарельчатое сопло, позволяющее при малых габаритах двигателя достигать высокой степени расширения сопла, высокого удельного импульса тяги двигателя (до 475 кгс·с/кг) и малой массы;
■ безгазогенераторную схему ДУ без избыточного давления на входе над давлением насыщенных паров компонентов топлива, с большими пределами регулирования тяги и возможностью работы на пониженном режиме с отключением ТНА при давлениях наддува в баках;
■ отбор компонентов топлива для двигателей малой тяги системы ориентации и стабилизации из общих баков маршевого двигателя.
Для обеспечения надежности предусматривались отработка двигателя на тягу 4,5 тс при его эксплуатации на номинальном режиме с тягой 4 тс, а также система контроля и диагностики состояния ДУ, по сигналам которой при выходе параметров за допустимые пределы двигатель должен был переходить на пониженный, щадящий режим.
Конструктивно-компоновочная схема блока с несущими топливными баками, исключающая "лишние" конструктивные элементы за счет использования новых конструкционных материалов (алюминиево-литиевых сплавов типа 01460 для баков, композиционных материалов для ферменных конструкций и др.), продемонстрировала высокое конструктивное совершенство блока.
Как и на разгонном блоке Н12РА, на РБ "Ястреб" предусматривались усовершенствованная бортовая система управления разработки НПО "Автоматика", система электропитания на базе литиевых и никель-кадмиевых батарей, система телеизмерений нового поколения "Орбита-РБ", радиотехническая система "Квант-РБ" и жидкостная система поддержания теплового режима, имеющая активные и пассивные средства. Все это позволило увеличить массовые характеристики РБ "Ястреб" по сравнению с кислородно-углеводородными РБ на 40-60%.
Разгонные блоки "Прорыв" и ЛМ
Анализ задач, решаемых в процессе полетов различных космических аппаратов, показал, что существующие в Российской Федерации разгонные блоки не в полной мере удовлетворяют возрастающим потребностям по массе и параметрам рабочих орбит, Так, разгонный блок Л со стартовой массой порядка 6 т, созданный в начале 60-х годов и эксплуатирующийся в составе РН типа Р-7 "Молния", обеспечивал только один запуск, что не позволяло выводить КА на синхронно-солнечные орбиты и формировать высокоэллиптические орбиты высотой перигея 1000-1500 км. Разгонный блок ДМ, эксплуатируемый в составе РН "Протон", требовал незначительных доработок для использования его в качестве блока довыведения в составе РН "Энергия-М" и "Ангара" и в качестве разгонного блока - в составе РН "Зенит", Таким образом, требовалось создание универсального разгонного блока для использования его в составе существующих, разрабатываемых и перспективных РН различного класса.
В конце 1992 года в НПО "Энергия", ЦНИИМАШ, НПО "Энергомаш" и НИИ ТП были проведены проектные исследования по созданию малоразмерного универсального РБ "Прорыв" на экологически чистых компонентах топлива, выполняющего функции как разгонного блока, так и блока довыведения, в результате которых была доказана возможность создания универсального РБ с многократным запуском двигательной установки, длительным пребыванием его в космосе для применения в составе существующих и разрабатываемых РН. В основу создания РБ "Прорыв" положен большой опыт работ НПО "Энергия" по созданию космических РБ, двигателей и ДУ с использованием кислорода и керосина в качестве рабочего топлива, а также опыт НПО "Энергомаш" по созданию ракетных двигателей с высокими энергетическими характеристиками. При разработке двигателя и двигательной установки РБ "Прорыв" предусматривалась реализация как отработанных технических решений и материальной части, так и разработка принципиально новых идей по запуску маршевого двигателя и работе его на основном режиме.
В июне 1993 года разработка РБ "Прорыв" получила дальнейшее развитие: были проведены необходимые проектно-конструкторские проработки, в результате которых выбрана компоновочная схема РБ, определены его массовые и энергетические характеристики при использовании в составе различных РН, определены его состав и характеристики систем и агрегатов. При этом РБ "Прорыв" мог применяться в составе как существующих, так и разрабатываемых и перспективных РН среднего и тяжелого классов типа "Зенит", "Протон-М", "Энергия-М" и "Ангара", что существенно расширило бы их возможности по доставке КА на различные целевые орбиты. Однако для создания такого разгонного блока требовалось около 5 лет на экспериментальную отработку разрабатываемых двигателей, систем и подготовку производства.
Поэтому в начале 1994 года по инициативе заместителя генерального конструктора Б.А. Соколова было решено, что подобный разгонный блок целесообразно разрабатывать в два этапа.
На первом этапе создается блок ЛМ - модернизация блока Л ракеты-носителя типа Р-7. Блок ЛМ предполагалось разрабатывать НПО им. Лавочкина (В.М. Ковтуненко), объединенную двигательную установку на базе многофункционального двигателя 11Д58МФ - НПО "Энергия". С помощью блока ЛМ планировалось выведение КА массой до 2,3 т на орбиту высотой перигея 600 км и апогея 40 000 км.
На втором этапе планировалась модернизация блока ЛМ с использованием вновь разрабатываемого двигателя РД-161 (типа двигателя, используемого на РБ "Прорыв"). Блок ЛМ мог быть создан за два года, так как обеспечивалась большая преемственность элементов конструкции блока - ранее отработанных бортовых систем. Многофункциональный двигатель 11Д58МФ создавался на базе отработанного и много лет эксплуатируемого двигателя 11Д58М с учетом опыта создания объединенной двигательной установки орбитального корабля "Буран".
Ракетный блок ЛМ обеспечивал выведение КА большей массы, чем блок Л, на различные высокоэллиптические и круговые орбиты с заданными параметрами, длительность функционирования достигала двух суток. Его ДУ использовала экологически чистые компоненты топлива (кислород и керосин), а для отдельных задач - горючее синтин или перспективное экологически чистое горючее омар.
Разработка РБ ЛМ позволила бы создать семейство РБ легкого класса. Модификация блока ЛМ проводилась за счет дооснащения или замены соответствующих опорных и переходных отсеков, а также изменения или установки различных служебных систем. Применение блока ЛМ на РН легкого класса обеспечивало выполнение всех задач по выведению КА типа "Молния-3К" на заданные орбиты, требующих использования РБ, а применение блоков ЛМ1, ЛМ2 и ЛМ3 в составе РН среднего и тяжелого классов - по выведению тяжелых КА на заданные низкие и средние орбиты.
Активными разработчиками проектов были В.Г. Хаспеков, Б.П. Сотсков, М.В. Рожков, В.И. Бодриков, A.M. Егоров, В.И. Катаев, В.И. Журавлев, О.С. Дитрих и др.
Разгонный блок 204ГК
По мере развития космических аппаратов и средств их выведения возникла необходимость увеличения энергетических возможностей разгонных блоков для установки на ракеты тяжелого класса.
В 1990 году был разработан эскизный проект разгонного блока 204ГК для использования с РН "Энергия", обеспечивающего выведение на геостационарную орбиту универсальной космической платформы массой 13-18 т. РБ 204ГК представлял собой двухступенчатый разгонный блок с максимальной унификацией I и II ступеней, имеющих рабочий запас топлива по 37 т в каждой. РБ 204ГК разрабатывался с максимальным использованием компоновочной схемы и элементов ДУ, включая маршевый двигатель 11Д58М разгонного блока 11С861, успешно эксплуатируемого длительное время. Такое решение обеспечивало необходимый уровень надежности РБ при выведении целевого КА, начиная с первого пуска. Системы РБ (управления, бортовых измерений и др.) глубоко интегрировались с системами КА при использовании аппаратуры бортового комплекса управления, бортовой информационной системы, системы электроснабжения и радиосистем, установленных на универсальную космическую платформу, а также при решении задач управления РБ, передачи телеметрической и приема командной информации на борт РБ и обеспечения электроснабжения систем РБ.
Эскизный проект на блок разрабатывался в проектном отделении 10 (руководитель П.М. Воробьев) при активном участии конструкторов отделения 02. Была разработана и выпущена конструкторская документация. Активными участниками разработки были Б.А. Танюшин, Г.И. Бодрикова, В.И. Катаев, В.В. Мащенко, В.Д. Стукалов, М.В. Рожков, А.Н. Софийский, П.П. Халдеев, Б.П. Сотсков, В.А. Курносов, Однако в связи с отсутствием финансирования работ по РН "Энергия" разработка РБ 204ГК была прекращена.
Разгонный блок Н14Б
В 1992 году был разработан эскизный проект разгонного блока Н14Б для РН "Энергия-М" РБ Н14Б предназначался для выведения КА массой 4,5 т с промежуточных орбит, формируемых I и II ступенями ракеты-носителя, на высокоэнергетические круговые (в том числе геостационарные) и эллиптические околоземные орбиты с различными как по высоте, так и по наклонению параметрами, а также на отлетные траектории к Луне и планетам Солнечной системы.
РБ Н14Б разрабатывался на базе II ступени РБ 204ГК, кроме того, был дооснащен необходимой аппаратурой и агрегатами для решения задач навигации, ориентации, управления движением, управления системами и агрегатами РБ, а также аппаратурой для сбора, обработки и передачи телеметрической информации.
Унификация РБ Н14Б и 204ГК сохраняла единую производственную и экспериментальную базы, технические и стартовые комплексы, сложившуюся кооперацию разработчиков и изготовителей, а также сокращала стоимость и сроки создания РБ. Поскольку РБ Н14Б разрабатывался на базе II ступени РБ 204ГК, то основными исполнителями были те же специалисты, что и при разработке РБ 204ГК.
Однако в связи с недостаточным финансированием работы по РБ Н14Б были прекращены, хотя уже имелась конструкторская документация и на заводе им. Хруничева (А.И. Киселев) была изготовлена материальная часть блока для конструкторского макетирования.
Разгонный блок 315ГК
Для расширения возможностей РН "Зенит" по выведению космического аппарата на различные орбиты было предложено использовать в качестве ее III ступени разгонный блок 315ГК.
Активными участниками разработки блока были Б.П. Сотсков, A.M. Егоров, М.В. Рожков, В.А. Курносов, Е.Ф. Кожевников, А,А. Панчуков, О.П. Гаврелюк и др. РБ 315ГК разрабатывался на базе разгонного блока 11С861 (блок ДМ) с максимальной унификацией по конструкции базового модуля и систем РБ.
Отличительная особенность РБ 315ГК - обеспечение всех электрических и пневмогидравлических связей с наземным оборудованием через РН "Зенит". Для установки РБ 315ГК на РН "Зенит" был разработан новый нижний переходник, на котором устанавливалось необходимое заправочное оборудование.
Для улучшения массово-энергетических характеристик разгонного блока 315ГК, а также для повышения эксплуатационных и экологических показателей предполагалось на нем установить лифтовую систему управления, разрабатываемую НПО АП (В.Л. Лапыгин) но базе системы управления РН "Зенит", которая управляет полетом всей РН с момента старта до увода РБ с целевой орбиты космического аппарата после его отделения. Проработан вариант установки на РБ многофункционального двигателя 11Д58МФ, включающего в свой состав управляющие двигатели малой тяги, работающие но основных компонентах топлива.
С помощью РБ 315ГК планировалось выведение на геостационарную орбиту космического аппарата массой около 1,5 т. В дальнейшем было принято решение о разработке РБ 315ГК для РКК морского базирования, где в качестве ракеты-носителя используется "Зенит" (разгонный блок "Импульс").
В заключение необходимо отметить, что все вышеперечисленные проработки по созданию перспективных разгонных блоков проводились только при условии использования экологически чистых компонентов топлива (кислород, водород или углеводородное горючее) наряду с обеспечением высокой эффективности и надежности.
 | Группа сотрудников отдела проектирования разгонных блоков и лаборатории обеспечения надежности средств выведения. В первом ряду З.М. Чебанова, Л.В. Резниченко, Л.С. Тарасова, Л.А. Лобакова, Т.Г. Васильева, Н.М. Преображенская, С.В. Танюшкина, М.И. Прохорова, Л.С. Сафонова; во втором ряду В.И. Петров, Г.Б. Абрамович, В.В. Москаленко, А.В. Барабанов, С.В. Карлов, В.Н. Веселов (начальник отдела), В.В. Кочетов, В.Н. Макеев, В.М. Зимин, В.И. Негодяев, Х.А. Бешли-Оглы, А.В. Рогов, Ю.А. Михеев, В.В. Абрамушкин, Б.П. Чекмарев, В.В. Попов, М.М. Ковалевский, И.К. Ильина, В.А. Задеба (начальник лаборатории), Н.Д. Архипова, Г.С Кутаев, Н.Н. Жданова, А.Ф. Мельников, С.Л. Козлова |
Новые спутниковые системы связи
К разработке спутников связи НПО "Энергия" возвратилось в 1988 году, т.е. более чем 20 лет спустя после передачи серийного производства спутника связи "Молния" в НПО Прикладной механики в г. Красноярске (М.Ф. Решетнев).
Первоначальным импульсом к новым проектным проработкам по связным космическим аппаратам явился поиск полезной нагрузки для тяжелой ракеты-носителя "Энергия", способной с помощью дополнительного разгонного блока вывести на геостационарную орбиту космический аппарат массой до 20 т. Ни одна ракета-носитель в нашей стране и за рубежом не могла вывести подобный полезный груз на геостационарную орбиту. Максимальная масса космического аппарата, выводимая на эту орбиту другими отечественными и зарубежными ракетами-носителями, не превышала 3 т.
Вторым импульсом были большие коммерческие перспективы, так как из-за низкого уровня информационного обеспечения нашей страны, значительно отстающей от развитых стран по уровню телефонизации, существовала и существует постоянная необходимость в расширении рынка услуг связи. Исследования показали, что для России с ее огромной территорией и суровым климатом в большинстве районов традиционные пути развития телекоммуникаций (расширение земных сетей связи с использованием в ограниченных объемах возможностей современных малых и средних спутников связи) не дадут возможности ликвидировать этого отставания. В этот период стало также ясно, что одной из кардинальных проблем по дальнейшему развитию спутниковых систем связи становится "теснота" на геостационарной орбите и связанные с этой проблемой трудности их частотной координации.
Создание тяжелых связных космических аппаратов, выводимых на геостационарную орбиту ракетой-носителем "Энергия", позволило бы решить проблему "перенаселенности" геостационарной орбиты, заменить одним тяжелым космическим аппаратом несколько десятков средних и малых КА связи и создать на базе трех -четырех таких космических аппаратов глобальную интегрированную информационную систему. Возобновление в НПО "Энергия" работ по связи является заслугой ряда наших сотрудников, особенно Б.Е. Чертока. Первое официальное техническое предложение по тяжелым космическим аппаратам связи и системе на их базе было сделано руководству Министерства общего машиностроения в конце 1988 года.
Необходимо отметить, что в процессе новых разработок космических аппаратов связи наше предприятие практически впервые столкнулось с необходимостью работы "на потребителя", которому важны качество и приемлемая стоимость связных услуг и совсем неинтересны технические проблемы разработчика. Такая концепция заставила проектировать космические аппараты "от полезной нагрузки", когда конструкция и служебные системы космической платформы выполняют функции оптимального обслуживания ретрансляционного комплекса. Эта новая концепция внедрялась в последующем, хотя и с трудом, при разработке космических аппаратов связи всех размерностей.
Создание тяжелого связного космического аппарата во многом помогало решить проблему полезной нагрузки для РН "Энергия", так как уже в процессе ее подготовки и успешных пусков в 1987 и 1988 г. стало очевидным, что один орбитальный корабль "Буран" не оправдывает затраты и не до конца использует возможности этой РН по выведению полезной нагрузки. Поэтому работы по тяжелому связному КА получили поддержку предприятий традиционной кооперации НПО "Энергия" и кооперации по созданию ретрансляционного комплекса КА.
О преимуществах спутниковой системы связи на базе тяжелых космических аппаратов по сравнению с альтернативными вариантами Ю.П. Семенов 5 мая 1989 года доложил на заседании Совета обороны, 10 мая - на Президиуме Совета Министров СССР и 28 сентября того же года - на Президентском совете. По результатам этих докладов, а также после обращения в сентябре 1990 года к Президенту СССР Ю.П. Семенова и трех министров оборонного комплекса (Министерство общего машиностроения - О.Н. Шишкин, Министерство радиопромышленности - В.И. Шимко и Министерство электронной промышленности - В.Г. Колесников) был подготовлен и 5 февраля 1991 года вышел Указ Президента СССР "Об осуществлении создания спутниковых систем связи на базе тяжелых унифицированных платформ, выводимых в космос ракетой "Энергия".
Система на базе тяжелых космических аппаратов связи
Во исполнение Указа Президента СССР от 5 февраля 1991 года был разработан и в мае 1991 года утвержден генеральным конструктором Ю.П. Семеновым системный проект интегрированной спутниковой информационной системы (впоследствии получившей название "Глобис"). В этом проекте отмечалось, что новая система должна создаваться на базе следующих основных принципов:
■ реализуется концепция "тяжелый сложный спутник связи - простые дешевые земные станции", что существенно облегчает и удешевляет приобретение связного оборудования как организациями, так и отдельными потребителями;
■ на одном спутнике связи комплексируются ретрансляторы различного назначения (связь со стационарными абонентами, связь с подвижными абонентами, непосредственное телевещание), что существенно экономит весьма ограниченный ресурс геостационарной орбиты, а также позволяет за счет высокой пропускной способности в несколько раз снизить стоимость абонентских каналов по сравнению с каналами малых и средних спутников и существующими наземными каналами;
■ используются передовые радиотехнические решения (многолучевые антенны, коммутация каналов на борту, межспутниковая связь), которые должны предоставить абонентам, в том числе значительно удаленным друг от друга, дополнительные удобства;
■ обеспечивается возможность создания на базе связного ресурса космического сегмента коммуникационных сетей различного типа и назначения в соответствии с потребностями и пожеланиями заказчиков;
■ используется отечественный потенциал ракетно-космической техники, радиоэлектроники, при этом соблюдаются международные стандарты и сохраняется возможность установки на спутниках зарубежных ретрансляторов.
Систему "Глобис" планировалось создавать в два этапа. Первый и второй космические аппараты системы первого этапа (1996-1998 гг.) предназначались, в основном, для информатизации Российской Федерации и должны были позволить уже в 1998 году ввести дополнительно почти 100 000 телефонных каналов, что могло обеспечить современными услугами связи несколько миллионов абонентов.
Полезная нагрузка связных спутников включала ретрансляторы фиксированной связи диапазона 11/14 ГГц - для магистральной и зоновой связи, диапазона 4/6 ГГц - для зоновой связи, подвижной связи диапазона 1,5/1,6 ГГц, непосредственного телевещания диапазона 12/18 ГГц и для передачи до четырех программ непосредственного телевещания в любой район стран СНГ и межспутниковой связи диапазона 32/32 ГГц. В наземном сегменте системы рассматривались станции типа VSAT с антеннами малого (0,5-1,5 м) диаметра.
Эквивалентная по информативности система на базе существующих средних спутников должна содержать несколько десятков космических аппаратов. Затраты на канал и тарифы переговоров и вещания с использованием каналов системы "Глобис" оценивались в несколько раз ниже, чем в системах средних спутников, и не выше, чем при использовании оптико-волоконных кабельных линий.
Космические аппараты второго этапа ориентировались, в основном, на предоставление телекоммуникационных услуг мировому сообществу, Введение этих аппаратов в эксплуатацию сделало бы зону обслуживания системы глобальной.
На третьем и четвертом космических аппаратах "Глобис" второго этапа (1999-2000 гг.) с использованием уникальных характеристик РН "Энергия" по выводимой массе предлагалось иметь полезную нагрузку в виде ретрансляторов непосредственного телевещания высокой четкости в диапазоне 20/30 ГГц, ретрансляторов цифрового звукового вещания в диапазоне 1,4/1,5 ГГц, ретрансляторов связи с подвижными объектами в диапазоне 1,7/1,9 ГГц и ретрансляторов межспутниковой связи в диапазонах 32/32 ГГц и 60/60 ГГц.
Создание космических аппаратов "Глобис" второго этапа могло дать России уникальную возможность приоритетного выхода на мировой телекоммуникационный рынок с предложением системы многопрограммного телевидения высокой четкости и звукового вещания.
К проектным работам по полезной нагрузке космического аппарата системы "Глобис" была привлечена кооперация наиболее передовых радиотехнических российских предприятий. Ретрансляторы фиксированной связи проектировали НИИ радиофизики (В.В. Петросов), Московский НИИ радиосвязи (МНИИ PC, А.В. Лисин) и НПО точных приборов (НПО ТП, В.А. Горьковой); ретрансляторы подвижной связи - НПО ТП и НИИ радиоприборостроения (НИИ РП, Б.В. Гребенщиков); межспутниковые линии связи и ретрансляторы фиксированной связи - НИИ РП, а ретрансляторы цифрового звукового вещания и непосредственного телевидения - НПО "Радио" (Ю.Б. Зубарев). К проектным работам по ретрансляторам для КА "Глобис" привлекались также специалисты немецкой фирмы "АНТ Бош-Телеком". К работам по земному сегменту "Глобис" и увязке системы в целом привлекались Центральный НИИ связи (Л.Е. Варакин), Государственный институт по изысканиям и проектированию сооружений связи (А.П. Вронец), Радиотехнический институт им. Минца (В.К. Слока) и ряд других ведущих институтов.
Во второй половине 1991 года работы по системе "Глобис" активно продолжались, В июне - июле 1991 года проект поддержали республики Казахстан, Узбекистан, Татарстан, Дагестан, регионы Восточной Сибири и Дальнего Востока.
Был разработан проект Постановления Совета Министров СССР "О создании интегрированной спутниковой системы связи", представленный в середине августа 1991 года на утверждение от имени пяти ведущих министерств оборонного комплекса (общего машиностроения, обороны, радиопромышленности, электронной промышленности, связи), Академии наук и еще 21 заинтересованного министерства и ведомства (в том числе министерств гражданской авиации, внешнеэкономических связей, здравоохранения, государственных комитетов по науке и технике, по чрезвычайным ситуациям, Гостелерадио, Министерства финансов и Госбанка).
Получив такую поддержку, руководство НПО "Энергия" нашло возможность опережающего финансирования работ по проекту "Глобис" из собственных средств. Однако события 19 августа 1991 года не позволили завершить выход упомянутого постановления и должным образом развернуть кооперацию. В конце 1991 года работы по созданию тяжелого связного космического аппарата из-за отсутствия бюджетного финансирования стали тормозиться. Изменение политико-экономической структуры нашей страны и распад СССР существенно сказались на работах по системе "Глобис", как и на всех работах РКК "Энергия".
Потребовался новый подход к финансированию, и была сделана попытка разработки системы "Глобис" на коммерческой основе, с привлечением аккумулированных капиталов банка "Телебанк" и специально организованной ассоциации "Энергия - Марафон" (С.П. Цыбин), объединившей несколько десятков производителей элементов системы и потенциальных инвесторов. И хотя идея создания "Глобис" на коммерческой основе была одобрена решением Правительства Российской Федерации от 1 июля 1992 года, работы по системе "Глобис" (как и работы в целом по тяжелой ракете-носителю "Энергия" на бюджетной основе) не нашли финансовой поддержки и в середине 1993 года были остановлены.
Следует отметить, что на протяжении всех четырех лет активной работы НПО "Энергия" по системе "Глобис" это направление встречало резкие возражения и противодействие ведущей российской фирмы по спутникам связи - НПО прикладной механики. При этом основным доводом против создания системы "Глобис" представлялась ошибочность направления разработки тяжелых связных платформ, идущего не в русле мировой практики развития малых и средних спутников, а также трудности создания соответствующей земной инфраструктуры. Но не это мнение сыграло решающую роль в закрытии проекта, а, как указано выше, события августа 1991 года и прекращение финансирования.
Любопытная деталь: при посещении в мае 1995 года делегацией РКК "Энергия" ведущих фирм США по разработке спутниковых систем связи ("Хьюз", "Лорал" и других) Ю.П. Семеновым был задан вопрос о перспективности тяжелых спутниковых платформ с характеристиками КА "Глобис". Мнение американской стороны: будущее за такими спутниками связи и очень жаль, что США не имеют такой ракеты-носителя, как "Энергия", способной уже сегодня выводить на ГСО подобные тяжелые связные спутники.
Необходимо отметить, что, несмотря на недоведение "до металла", проектные работы по системе "Глобис" дали идеологический толчок новой деятельности РКК "Энергия" по спутниковым системам связи и позволили возобновить опыт создания связных спутников с ретрансляторами на современной радиотехнической базе.
Системы на базе средних и малых спутников связи
 Космический аппарат системы спутниковой связи "Сигнал" 1. Солнечные батареи Основные характеристики КА "Сигнал" |
За счет постепенного наращивания пропускной способности такой интегрированной системы и при сохранении возможности автономной разработки каждой отдельной системы снижаются технический риск и затраты на создание интегрированной системы в целом. Для воплощения такого подхода к проектированию спутников связи, наряду с разработкой тяжелого связного космического аппарата, был проработан ряд унифицированных КА массой 300, 1300, 2600 и 4500 кг (для РН "Энергия-М") на геостационарной орбите. В отличие от системы "Глобис", на создание даже первого этапа которой требовались сотни миллионов долларов, спутниковые системы, базирующиеся на малых и средних космических аппаратах, требуют значительно меньших затрат. Это позволило найти заказчиков и получить внебюджетное финансирование.
В 1992-1994 гг, из этих проектов наиболее близки к реализации были связные космические системы "Сигнал" и "Ямал", разработка которых ведется на коммерческой основе. Заказчиком и инвестором программы "Сигнал" стал концерн космической связи (КОСС, И.Б. Дунаев), а программы "Ямал" - акционерное общество "Газком" (АО "Газком", Н.Н. Севастьянов). Работами по низкоорбитальной связной системе "Сигнал" заинтересовались и зарубежные инвесторы, в частности знаменитая американская авиационная корпорация "Боинг". Работы по созданию системы "Ямал" с геостационарными спутниками фактически финансирует российское АО "Газпром".
РКК "Энергия" в кооперации с другими организациями по созданию систем "Сигнал" и "Ямал" отвечает за создание космического аппарата в целом и систему управления полетом, а заказчики (КОСС и АО "Газком") обеспечивают разработку ретрансляторов и наземного сегмента систем в составе Центров управления связью и разнотипных наземных абонентских станций.
Проект системы "Сигнал" был утвержден Ю.П. Семеновым в октябре 1992 года, а системы "Ямал" - в ноябре 1992 года. Система "Сигнал" базируется на малых спутниках (массой около 300 кг) и включает в себя 48 космических аппаратов, размещаемых на околоземной орбите высотой 1500 км и наклонением 74°. Космические аппараты на орбиту выводятся группами от двух до шести за один пуск серийными ракетами-носителями "Космос" и "Циклон" с космодрома Плесецк. Наземный сегмент системы состоит из Центра управления полетом и связью, центральных базовых станций (пять на первом этапе) и абонентских станций.
Система "Сигнал" обеспечивает непрерывную полнодоступную связь между подвижными и стационарными абонентами и определение их координат с использованием разнотипных малогабаритных земных станций, в том числе портативных (переносных) со всенаправленными антеннами. Демонстрационный запуск первых двух спутников системы планировался в 1996-1997 гг., развертывание системы должно осуществляться в 1998-2000 гг. Зона обслуживания на начальном этапе эксплуатации системы - Россия, страны СНГ, с возможностью предоставления связного ресурса странам Западной Европы и Юго-Восточной Азии. В дальнейшем планируется развитие системы до глобальной, причем, в основном, за счет наращивания земного сегмента. Диапазоны используемых частот бортового ретрансляционного комплекса: 0,2/0,4 ГГц; 1,5/1,6 ГГц; 11/14 ГГц. Количество абонентов в зоне обслуживания (на начальном этапе) - до 200 000.
К особенностям КА "Сигнал" следует отнести: модульность конструкции (выделение в отдельные конструктивные единицы модуля служебных систем и модуля полезной нагрузки), использование в составе системы управления бортовой вычислительной машины, волоконно-оптических гироскопов и магнитометра, комбинированной системы исполнительных органов (газореактивная система и электромагнитные исполнительные органы), комбинированной системы терморегулирования (пассивные средства и распределенная система электронагревателей с термодатчиками) и системы энергоснабжения на базе неподвижных солнечных батарей, а также организацию связи с абонентами с привлечением базовых наземных станций (без весьма сложной схемы межспутниковых каналов, используемых, например, в американской низкоорбитальной связной системе "Иридиум").
 | Блок космических аппаратов РН "Космос"
Блок космических аппаратов РН "Циклон" Система подвижной спутниковой связи |
Однако в связи с постоянной задержкой в финансировании этих работ задолженность КОСС перед РКК "Энергия" по этой программе к концу 1995 года составила несколько миллиардов рублей. Работы по теме "Сигнал" в декабре 1995 года были приостановлены.
Система "Ямал" включает в себя два космических аппарата на геостационарной орбите, выводимых с космодрома Байконур с помощью одной ракеты-носителя "Протон".
Наземный сегмент системы состоит из Центра управления полетом и связью, центральной наземной станции, координирующих периферийных станций и абонентских станций.
Система "Ямал" способна обеспечивать непрерывную полнодоступную связь (телефон, факс, передача цифровых данных) со стационарными абонентами через наземные станции типа VSAT с антеннами диаметром 1,5-2 м.
Запуск первых двух космических аппаратов запланирован на середину 1997 года в точку 75° в.д.
Возможен перевод второго космического аппарата в точку 19,5° з.д., и предусматривается запуск двух дополнительных резервных КА.
Зона обслуживания на начальном этапе эксплуатации (1997-1998 гг.) включает северные газонефтедобывающие районы России, европейскую часть России и Западную Сибирь с возможностью предоставления связного ресурса странам Западной Европы и Ближнего Востока. В дальнейшем планируется расширение зоны обслуживания для стран Юго-Восточной Азии, Северной и Южной Америки, Африки. Диапазон используемых частот бортового ретранслятора 4/6 ГГц, количество телефонных каналов в системе из двух космических аппаратов около 5000, что позволяет предоставить современные услуги связи 300 000 абонентам (из них не менее 100 000 - в северных районах).
К особенностям КА "Ямал" следует отнести модульность конструкции, использование в системе управления БВМ, звездно-солнечно-земных датчиков ориентации, силовых гироскопов (маховиков) и комбинированной двигательной установки (газореактивной и электрореактивной), системы терморегулирования на тепловых трубах, системы электропитания на базе ориентируемых солнечных батарей и буферных никель-водородных аккумуляторов. Конструкция модулей полезной нагрузки и служебных систем - негерметичная, оборудование и аппаратура размещаются на термостатированных панелях. Применена новая конструкция солнечных батарей на основе трехслойных панелей, имеющая улучшенные массовые характеристики.
Необходимо отметить, что в ходе разработки ретранслятора КА сменились идеология его построения и основной разработчик. В итоге ретранслятор КА "Ямал" создается на базе импортных комплектующих (фирма "Лорал", США) и отечественных приборов с общей ответственностью за разработку МНИИ PC. Еще одной особенностью создания ретранслятора является его сборка и отработка (в основном, силами МНИИРС) на производственных площадях РКК "Энергия".
Распорядителем связного ресурса системы "Ямал", а также ответственным за разработку всего комплекса наземных средств связи является АО "Газком".
Следует отметить, что модульное построение конструкции КА "Сигнал" и "Ямал" позволяет использовать конструкцию и отсеки служебных систем этих КА как универсальные космические платформы для размещения не только связной аппаратуры, но и для любых других полезных нагрузок с близкими массой, объемом и энергопотреблением (например, аппаратуры экологического мониторинга, исследования природных ресурсов Земли и др.).
В работах по КА "Сигнал" и "Ямал" участвовали специалисты практически всех подразделений РКК "Энергия", в том числе В.Г. Кравец, Г.Г. Табаков, Ю.С. Денисов, В.Е. Вишнеков, П.Н. Полежаев, Ю.Г. Пульхров, Е.С. Макаров, В.П. Гаврилов, О.Г Сытин, Б.С. Захаров, B.C. Бобрович, В.Н. Бранец, Э.В. Захаржевская, И.В. Орловский, О.С. Котов, М.И. Губанов, Г.К. Седов, В.А. Николаев, B.C. Сасов, М.Г Чинаев, Ю.И. Сухов, С.Ф. Наумов, А.В. Воротилин, Е.Ф. Земсков, В.Н. Лобанов, В.А. Масленников, Л.П. Козлов, В.Е. Дроботун, А.Д. Быков, Е.А. Голованов, Е.Н. Четвериков, В.В. Левицкий, Л.И. Нежинский, И.Д. Дордус, А.А. Мотов, А.В. Покотилов, И.В. Кот, М.В. Строчкин, А.Ф. Стрекалов, А.Н. Андриканис.
В конце 1995 года были подготовлены материалы о концепции создания ракетно-космического комплекса "Молния - Ямал". В инженерной записке рассмотрено выведение одиночных космических коммерческих аппаратов, создаваемых совместно РКК "Энергия" и фирмой Space Systems/Loral на базе служебной платформы КА "Ямал". Космические аппараты комплекса, разрабатываемые на базе высокотехнологической служебной платформы КА "Ямал" и целевой аппаратуры фирмы Space Systems/Loral, обеспечивают в течение 10 лет:
■ фиксированную связь;
■ связь с подвижными объектами;
■ непосредственное телевизионное вещание.
С целью обеспечения высоких энергетических характеристик комплекса предусматривается:
■ схема выведения с пертурбационным маневром у Луны для изменения наклонения орбиты;
■ использование систем КА для управления разгонным и апогейным блоками, их электропитания и передачи телеметрической информации.
Комплекс "Молния - Ямал" создается с использованием отработанных и эксплуатируемых в течение многих лет ракет-носителей "Молния" (8К78) со своими техническим и стартовым комплексами и вновь разрабатываемой космической головной части.
 | Февраль 1996 г. Конференц-зал РКК "Энергия". Пресс-конференция после подписания соглашения о стратегическом партнерстве РКК "Энергия", РАО "Газпром", АО "Газком", фирмы "Лорал" (США) по производству и продаже спутников связи на базе аппаратов "Ямал". В президиуме Н.Н. Севастьянов (генеральный директор АО "Газком"), Р.Э. Бэрри (президент фирмы "Спейс системс/Лорал"), Б.Л. Шварц (председатель совета директоров фирмы "Лорал"), Ю.П. Семенов, Д.М. Данкин (пресс- атташе РАО "Газпром"), В.В. Ремизов (зам. председателя правления РАО "Газпром"), Б.В. Будзуляк (член правления РАО "Газпром"), Ю.Н. Коптев, В.П. Легостаев, М.А. Елизаров (зам. министра связи РФ) Участники пресс-конференции после Встреча в РАО "Газпром" после подписания |
Разработка комплекса осуществляется в два этапа:
■ на первом этапе предусматривается использование РН "Молния" с двигателями I и II ступени с новыми форсуночными головками, блоком ЛМ с двигателем 11Д58М и апогейным блоком, при этом обеспечивается выведение на геостационарную орбиту КА массой 1050-1150 кг в зависимости от места старта;
■ на втором этапе используется РН "Молния" с новым двигателем на блоке И, разгонным блоком ЛМ и апогейным блоком, при этом масса КА, выводимого на геостационарную орбиту, составляет 1200-1300 кг.
Разгонный блок ЛМ, как уже отмечено выше, создается путем модернизации существующего блока Л ракеты-носителя "Молния" с использованием двигателя 11Д58М. Апогейный блок создается вновь в РКК "Энергия" с использованием камеры двигателя 17Д61, прошедшего успешные испытания на компонентах топлива кислород - керосин.
Введение в состав комплекса апогейного блока позволило упростить требования, предъявляемые к разгонному блоку, и увеличить массу космического аппарата.
Предусматривается также выводить на орбиту спутник "Ямал" с помощью РН "Протон".
Из доклада Совета директоров на годовом (по итогам 1995 г.) собрании акционеров 23 марта 1996 года
Работы по теме "Ямал", которые, если мы не упустим сегодня возможность созданной кооперации РКК "Энергия", "Газпром", "Лорал", "Газком", в ближайшие годы могут изменить общую тематическую структуру наших работ, сохранив космическую направленность, а следовательно, и имеющийся у нас научный, технический и производственный потенциалы. После 30-летнего перерыва мы возвратились к спутниковой тематике. Напомню, что первый спутник "Молния" был создан нашей организацией и затем передан С.П. Королевым в 1965 году в г. Красноярск М.Ф. Решетневу. С 1989 года было несколько попыток возродить эту тематику на нашем предприятии, но похоже тема "Ямал" действительно может занять эту нишу, если мы, конечно, не потеряем взятые темпы. Два спутника "Ямал" мы создаем сегодня для АО "Газпром". Принятая технология позволила нам выйти на новый уровень спутниковых систем, тема привлекла к нам внимание всемирно известной фирмы "Лорал", которая держит около 30% коммерческих услуг по спутникам связи на мировом рынке. В феврале этого года РКК "Энергия", "Лорал", "Газпром" и "Газком" подписали Соглашение о стратегическом партнерстве по созданию спутников связи и телевещания на базе разрабатываемого спутника "Ямал". Не все здесь просто, есть большая задолженность АО "Газпром" перед нами в оплате работ по системе. Мы не должны упустить предоставленный нам шанс, а перспективы по этой теме большие. Сегодня мы вполне можем рассчитывать на загрузку наших мощностей по этой направленности работ в ближайшие 3-5 лет где-то на 20-30%, а это уже серьезное достижение. Это хорошая перспектива. Но она может реализоваться только в том случае, если мы организуем специальное производство, освоим новую технологию, сделаем соответствующую перестройку в организации, изменим организацию работ по этой теме. Здесь ожидает нас много трудностей, но мы обязаны преодолеть их во имя будущего корпорации. По этой теме мы должны довести до логического конца и предложения по реализации схемы выведения на геостационарную орбиту этих аппаратов новым разгонным блоком ЛМ с помощью модернизированной ракеты-носителя "Молния" или "Союз". В этой схеме выведения есть большие преимущества по надежности и, самое главное, по стоимости. |
В разработке концепции создания ракетно-космического комплекса "Молния - Ямал" принимали участие сотрудники многих подразделений РКК "Энергия": В.М. Филин, Б.А. Соколов, В.Г. Хаспеков, В.П. Клиппа, В.Г. Кравец, Г.Н. Дегтяренко, П.М. Воробьев, А.Г Деречин, А.Н. Софийский, В.Н. Будунков, Н.К. Петров, П.Ф. Кулиш, В.Н. Бранец, Л.И. Алексеев, Ю.Г Пульхров, В.Н. Панарин, В.Н. Веселов, А.В. Волошин, Н.Н. Тупицын, Б.А. Танюшин, Б.П. Сотсков, М.В. Рожков, Ю.С. Денисов, А.А. Борисенко, В.Е. Гальперин, В.Е. Вишнеков, В.Н. Лакеев, В.Н. Любимов, В.А. Курносов, Д.О. Янгель, А.О. Турунов, Ю.Г. Цыплаков, Е.Ф. Земсков, В.Е. Шахлевич.
1. Бак окислителя
2. Коммутационная аппаратура
3. Бак горючего
4. Опорный отсек
5. Маршевый двигатель 11Д58М
Основные характеристики разгонного блока
Ракеты-носители тяжелого класса "Энергия-М" и легкого класса "Квант"
"Энергия-М"
В 1975-1977 гг. в процессе создания ракет-носителей сверхтяжелого класса "Энергия" и среднего класса "Зенит" проводились исследования по созданию ракеты-носителя промежуточного (тяжелого) класса грузоподъемностью 30-60 т. Начальным вариантом такой ракеты-носителя явилась ракета-носитель "Гроза" (РЛА-125), состоящая из центрального и двух боковых блоков ракеты-носителя "Энергия". В 1976 году было разработано техническое предложение по РН "Гроза", а в 1977 году -дополнение к нему. В 1985 году, в соответствии с Постановлением от 25 декабря 1984 года, был выпущен эскизный проект, доказывающий принципиальную возможность создания на производственно-технологической базе ракеты-носителя "Энергия" ракеты-носителя тяжелого класса "Гроза" грузоподъемностью на низкой орбите до 63 т. По решению НТС Минобщемаша от 18 августа 1988 года НПО "Энергия" было поручено уточнить эскизный проект по ракете-носителю "Гроза" (РЛА-125) с учетом выведения космических аппаратов массой от 25 до 40 т на низкие орбиты в интересах науки, народного хозяйства и обороны страны.
В 1989 году было выпущено дополнение к эскизному проекту ракеты-носителя "Гроза", в котором предлагалось использовать на центральном блоке не четыре двигателя РД-0120, а два с соответствующим уменьшением размеров центрального блока, а также были рассмотрены варианты ракеты-носителя грузоподъемностью 27-50 т, в том числе с использованием крылатого многоразового блока I ступени.
Дальнейшие проработки по ракете-носителю тяжелого класса завершились выпуском в 1990 году эскизного проекта ракеты-носителя, получившей условное название "Нейтрон" (приказ генерального конструктора от 28 декабря 1989 года), который был одобрен Советом главных конструкторов 19 июля 1990 года
Ракета-носитель получила официальное название "Энергия-М". Основными исполнителями были Г.Н. Дегтяренко, И.Н. Садовский, Я.П. Коляко, В.М. Филин, В.П. Багров, А.Н. Шорин, Р.К. Иванов, В.В. Либерман, Б.А.Танюшин, А.А. Шабалин, И.А. Ежов, Л.В. Заболотский, С.Н. Кузнецов и др. В 1990 году была образована бригада по созданию полномерного макета ракеты-носителя "Энергия-М" (руководитель бригады В.М. Филин, заместители - Г.Г. Романов и С.Ю. Прокофьев). В этом же году макет был изготовлен и установлен на стартовой позиции.
8 апреля 1991 года было принято Постановление о создании на конкурсной основе ракеты-носителя тяжелого класса. В конкурсе приняли участие НПО "Энергия", НПО "Южное" (С.Н. Конюхов) и КБ "Салют" (Д.А. Полухин). 6 июля 1991 года коллегия и президиум НТС Минобщемаша приняли решение о целесообразности разработки и создания ракеты-носителя тяжелого класса "Энергия-М".
Разработка исходных данных и технических заданий на составные части ракеты-носителя "Энергия-М" началась в том же 1991 году. С 1991 по 1993 г. разрабатывалась конструкторская документация и подготавливалось производство для изготовления ракеты-носителя. В 1993 году было закончено согласование и выпущено тактико-техническое задание на разработку ракеты-носителя "Энергия-М", утвержденное генеральным директором РКА Ю.Н. Коптевым и согласованное с командующим ВКС Министерства обороны РФ В.Л. Ивановым.
Основными разработчиками конструкторской документации были коллективы Волжского филиала НПО "Энергия" (руководитель С.А. Петренко) и ГКБ НПО "Энергия" (руководители подразделений А.А. Жидяев, А.В. Голландцев, В.Н. Бодунков, А.А. Ржанов, A.M. Щербаков, П.Ф. Кулиш, В.Г. Хаспеков, В.Н. Панарин и др).
Двухступенчатая ракета-носитель "Энергия-М" является базовой для трехступенчатых модификаций, отличающихся типами применяемых разгонных блоков. Ракета-носитель выполнена по "пакетной" схеме с параллельным расположением ступеней, в которой два ракетных кислородно-углеводородных блока I ступени, заимствованные у ракеты-носителя "Энергия", расположены вокруг центрального кислородно-водородного блока II ступени, разработанного на базе аналогичного блока ракеты-носителя "Энергия".
На центральном блоке имеется один двигатель РД-0120, который запускается на Земле с опережением относительно двигателей РД-170 I ступени. Пакет из ракетных блоков устанавливается на стартово-стыковочный блок (блок Я), заимствованный у ракеты-носителя "Энергия", служащий для обеспечения силовых, пневмо-, гидро- и электрических связей ракеты-носителя со стартовой системой при подготовке к пуску и являющийся опорным элементом при сборке, транспортировке и установке ракеты-носителя на стартовую установку. Полезный груз размещается в грузовом отсеке блока II ступени и механически связан с переходным отсеком (в двухступенчатой модификации) или с разгонным блоком (в трехступенчатой модификации).
Управление и стабилизация ракеты-носителя на активном участке полета осуществляются отклонением с помощью системы рулевых приводов вектора тяги двигателей I и II ступеней в двух плоскостях, при этом на I ступени происходит качание в двух плоскостях четырех камер сгорания каждого двигателя, на II ступени - качание двигателя также в двух плоскостях, а для управления по крену используются специальные агрегаты крена, работающие на газе, отбираемом из двигательной установки II ступени. Предложенная компоновка ракеты-носителя "Энергия-М" в отличие от всех существующих ракет предусматривает крепление боковых блоков в верхнем поясе связей на грузовом отсеке центрального блока, что позволяет за счет уменьшения длины ракеты снизить уровень нагрузок на модульные части боковых блоков до уровня нагрузок для ракеты-носителя "Энергия", отказаться от специального опорного устройства (имитаторов двух боковых блоков), а также увеличить массу полезного груза за счет отделения верхнего пояса силовых связей с грузовым отсеком.
Ракета-носитель "Энергия-М" создавалась с максимальным заимствованием блоков, систем и агрегатов, прошедших экспериментальную и наземную отработку в составе ракет-носителей "Зенит" и "Энергия", включая использование высокоэнергетического горючего - жидкого водорода, а ее эксплуатация предусматривалась со стартовых сооружений и с технического комплекса ракеты-носителя"Энергия". Использование материальной части ракеты-носителя "Энергия" для ракеты-носителя "Энергия-М" потребует в пять-шесть раз меньше затрат, чем создание новой экологически чистой ракеты-носителя такой же грузоподъемности.
Сравнение характеристик ракеты-носителя "Энергия-М" с характеристиками зарубежных ракет-носителей показывает, что по размерам и энергетическим возможностям ракета-носитель "Энергия-М" находится на уровне наиболее мощных ракет-носителей "Ариан-5" и "Титан-4" и превосходит их по массе и габаритам выводимого полезного груза. Ее удельные характеристики находятся на уровне лучших характеристик зарубежных ракет-носителей. Ракета-носитель "Энергия-М" экологически безопасна по сравнению с зарубежными ракетами-носителями, так как не использует ни высокотоксичных компонентов топлива, ни твердотопливных двигателей, и, кроме того, предполагаемая стоимость ее пуска будет ниже стоимости пуска зарубежных ракет.
Введение в эксплуатацию ракеты-носителя "Энергия-М" оправдано устойчивой областью ее применения, обоснованной существующими тенденциями развития космических аппаратов.
Анализ программ научных исследований, народнохозяйственной и космической деятельности и задач Министерства обороны с 1992 г. по 2005 г., характеристик, задействованных в этих программах КА, а также характеристик зарубежных КА показывает тенденцию увеличения их масс и размерностей. Так, к 2005 году масса КА может увеличиваться до 6 т на геостационарных и до 23 т - на высокоэллиптических орбитах. Выведение таких масс и обеспечивается ракетой-носителем "Энергия-М".
Анализ разрабатываемых в 90-х годах полезных нагрузок показывает, что среди них есть и такие, у которых невозможно создать плотную компоновку под обтекателем ракеты-носителя на участке выведения. Это полезные нагрузки, предназначенные для создания крупногабаритных конструкций в космосе, связные КА с несколькими пространственно разнесенными антеннами или КА с единичными большими антеннами. Ракета-носитель "Энергия-М", имея увеличенные размеры зоны полезного груза и, соответственно, обтекателя, также обеспечивает выведение таких полезных нагрузок.
Перспективно в дальнейшем и широкое применение группового выведения КА, которое реализовано на отечественных ракетах-носителях "Циклон" и "Космос", на зарубежных ракетах-носителях "Ариан-4" и "Титан-3" и планируется на ракетах-носителях "Ариан-5", Н-2, "Великий поход-ЗА", а также на ракете-носителе "Энергия-М". Такой способ выведения уменьшает стоимость выведения КА за счет замены нескольких пусков меньших ракет-носителей одним пуском ракеты-носителя большей грузоподъемности; создает более благоприятные условия для народнохозяйственной деятельности в районах отчуждения зон падения ступеней ракеты за счет сокращения кратности и суммарной длительности введения в этих районах ограничений, связанных с пусками, а также расширяет область применения ракет-носителей, делая их более конкурентоспособными на рынке средств выведения.
Реализация разработки ракеты-носителя "Энергия-М" позволяла обеспечить решение целевых задач в интересах народного хозяйства, науки и обороны (выведение тяжелых спутников систем связи, модулей космических станций и др.) и осуществить в ближайшем будущем замену ракеты-носителя "Протон" на высокотоксичных компонентах топлива, использование которых приводит к исключению из народнохозяйственного оборота отчуждаемых земель и представляет большую потенциальную экологическую угрозу как в случае аварии ракеты-носителя, так и в процессе транспортирования и хранения компонентов топлива, а также сохранить в работоспособном состоянии созданный комплекс ракеты-носителя "Энергия".
Являясь единственной в своем классе ракетой-носителем, использующей экологически чистые компоненты топлива и имеющей относительно невысокую стоимость пуска, ракета-носитель "Энергия-М" будет иметь высокую конкурентоспособность на международном рынке по сравнению с существующими и разрабатываемыми зарубежными ракетами-носителями "Титан-4" (США), "Ариан-5" (ЕКА), Н-2 (Япония) и другими.
Дальнейшее развитие ракеты-носителя "Энергия-М" возможно в направлении ее использования для выведения малого многоцелевого орбитального корабля, предназначенного для транспортно-технологических работ при обслуживании орбитальных станций, а также применения в ее составе многоразовых блоков I ступени, возвращаемых к месту старта, что исключает необходимость отчуждения земель для районов их падения.
К сожалению, в 1995 году темпы работ по созданию ракеты-носителя резко снизились. Финансирование работ было приостановлено.
"Квант"
К 1994-1995 годам на отечественном и мировом рынках средств выведения сформировался устойчивый спрос на ракеты-носители легкого класса с массой выводимого на опорную орбиту полезного груза до 3,5-4 т. Этот спрос был обусловлен наметившейся к этому времени тенденцией решения многих космических задач с использованием малоразмерных космических аппаратов.
Многими ракетно-космическими организациями в России, а также фирмами в США и Европе были предложены новые космические системы связи, дистанционного зондирования Земли из космоса, космические навигационные системы, средства космической технологии и биотехнологии, использующие легкие космические аппараты и их группировки на сравнительно низких околоземных орбитах, и начата их разработка. Это направление развития космических средств стало возможным вследствие технологического прорыва в микроэлектронике, вычислительной технике, в области цифровой обработки данных, технологии новых материалов и конструкций космических аппаратов.
Стало экономически выгодно создавать и эксплуатировать небольшие космические аппараты на низких орбитах, которые могли быть легко выведены на рабочие орбиты, развернуты в необходимую группировку и, в случае их выхода из строя, заменены с небольшими затратами средств и времени.
В России к этому времени имелась только одна ракета-носитель легкого класса - "Космос" с массой выводимого на опорную орбиту полезного груза 1,3 т, созданная в 1971 году НПО Прикладной механики (генеральный конструктор М.Ф. Решетнев, г. Красноярск) и Производственным объединением "Полет" (генеральный директор С.О. Бовкун, г. Омск) на базе баллистической ракеты Р-14 разработки КБ "Южное".
Производство другой ракеты-носителя легкого класса "Циклон" на базе МБР Р-36 с массой полезного груза около 3,6 т полностью осталось на Украине на Южном машиностроительном заводе.
Российские КБ, ранее создавшие баллистические ракеты, предложили на базе ракет, снимаемых с вооружения, разработать ряд ракет-носителей легкого класса. Так появились предложения по РН "Рокот" (ГКНПЦ им. М.В. Хруничева) с массой полезного груза до 1,8 т на базе МБР РС-18, по семейству РН "Штиль" (Государственный ракетный центр - КБ машиностроения им. В.П. Макеева) с массой полезного груза до 0,6 т на базе морской МБР РСМ-54, по РН "Старт" (Московский институт теплотехники совместно с НПЦ "Комплекс") с массой полезного груза 0,4-0,7 т на базе БРСД РСД-10 и МБР РС-12М.
Эти ракеты, помимо того, что могут выводить на опорную орбиту лишь небольшие массы полезного груза (0,4-1,8 т), имеют малые располагаемые зоны для его размещения, еще к тому же используют высокотоксичные компоненты топлива (исключая твердотопливную РН "Старт"), применение которых приводит к необходимости решения экологических проблем при их эксплуатации, особенно в аварийных ситуациях, а также в районах падения ступеней. Кроме того, перегрузки, действующие на полезный груз при выведении, достигают значительных величин.
В этих условиях РКК "Энергия" выступила с предложением о создании экологически чистой ракеты-носителя легкого класса "Квант", разработку которой предлагается осуществить на основе созданных высоконадежных базовых элементов, разработанных и производимых на российских предприятиях.
К этим базовым элементам относятся:
■ маршевые кислородно-керосиновые двигатели РД-120, разработанные НПО "Энергомаш" (Б.И. Каторгин) и эксплуатируемые с 1985 года в составе второй ступени РН "Зенит". Эти двигатели (4 шт.), доработанные для запуска у Земли (с земным соплом), устанавливаются на первой ступени РН "Квант";
■ космический разгонный блок ДМ, созданный РКК "Энергия" и производимый на ЗЭМ РКК "Энергия" и ПО "Красмашзавод"(генеральный директор В.К. Гупалов, г. Красноярск), в модификации для комплекса "Морской старт - ДМ-SL" с доработками, обеспечивающими применение этого блока в качестве второй ступени РН "Квант";
■ система управления, использующая высокоточный трехосный гироскоп ПВ-300 и современную цифровую вычислительную машину "Бисер-3", создаваемая НПО автоматики и приборостроения (В.Л. Лапыгин) для разгонного блока морского базирования ДМ-SL;
■ головные обтекатели, эксплуатируемые совместно с блоком ДМ на ракете-носителе "Протон".
За базовый диаметр первой ступени, хорошо сопрягаемый с размерами блока ДМ и головного обтекателя, принят диаметр 3,9 м, что позволяет использовать созданное ранее по программе "Энергия - Буран" на заводе "Прогресс" уникальное технологическое оборудование и производство.
Этот базовый диаметр также обеспечивает возможность использования технологического оборудования на технических и стартовых комплексах, создаваемых для РН "Зенит" на космодроме Байконур и для РН "Ангара" - на космодроме Плесецк, а также на средствах подготовки и пуска морского базирования, создаваемых по программе "Морской старт".
Ракета-носитель "Квант" стартовой массой 235 т (тяга при старте 291 тс) на основе этих элементов выводит на опорную орбиту массу полезного груза при пуске с космодрома Байконур до 5,2 т, с космодрома Плесецк - до 4,5 т, с "Морского старта"- до 5,8 т.
Ракета-носитель "Квант" в двухступенчатой конфигурации без использования разгонных блоков за счет многократного включения второй ступени обеспечивает доставку полезных грузов на круговые орбиты высотой до 10 000 км, а также на любые высокоэллиптические орбиты, включая геопереходную. РН "Квант" с апогейным блоком способна выводить с "Морского старта" на геостационарную орбиту космические аппараты массой до 0,7 т.
Инженерная записка с предложением о включении создания РН "Квант" в Федеральную космическую программу 25 ноября 1995 года была направлена генеральным конструктором РКК "Энергия" в Российское космическое агентство, Министерство обороны, Госкомоборонпром и АН РФ. Одновременно велись переговоры с американской фирмой "Рокуэлл", проявившей интерес к совместному созданию РН "Квант" и ее эксплуатации на "Морском старте". Такой интерес был обусловлен значительным спросом на ракеты-носители легкого класса на американском рынке услуг по запуску малоразмерных космических аппаратов, а также желанием фирмы "Рокуэлл" участвовать в работах по созданию и эксплуатации "Морского старта".
Коренным вопросом реализации проекта оказался поиск источников финансирования, необходимых для создания РН "Квант", а также для сохранения того научно-производственного потенциала, на основе которого возможно создание РН "Квант" с уникальными характеристиками.
Основными исполнителями по разработке проекта РН "Квант" были В.М. Филин, В.П. Клиппа, Р.К. Иванов, В.Н. Лакеев, М.М. Ковалевский, В.Н. Веселов, А.Н. Угусиков, О.П. Гаврелюк, В.А. Гневшев, В.Н. Любимов, В.И. Петров, Н.Н. Тупицын, А.Н. Шорин и другие.
Вторая ступень, разрабатываемая РКК "Энергия" для комплекса "Ангара", создаваемого ГКНПЦ им. М.В. Хруничева
1. Демпфирующие перегородки
2. Верхний пояс силовых связей
3. Бак окислителя
4. Бак горючего 4В
5. Погруженные баллоны
6. РДТТ
7. Двигатель 11Д122А
8. Нижний пояс силовых связей
9. Бак горючего 2В
После распада СССР космодром Байконур, с которого осуществлялись запуски тяжелых ракет-носителей "Протон" и "Энергия", оказался за пределами Российской Федерации. В связи с этим возникла необходимость создания комплекса ракеты-носителя тяжелого класса, все элементы которого изготавливались бы из отечественных комплектующих на российской производственной базе, а пуски осуществлялись с космодромов, расположенных на территории России.
Работы по космическому ракетному комплексу тяжелого класса "Ангара", отвечающему этим требованиям, проводились на основании Постановления Правительства Российской Федерации от 15 сентября 1992 года.
В соответствии с техническим заданием цель работ состояла в определении наиболее рационального варианта перспективного комплекса ракеты-носителя тяжелого класса, обеспечивающего гарантированный доступ Российской Федерации в космическое пространство, ее самостоятельность в области космической деятельности вне зависимости от характера и направленности развития военно-политических и экономических взаимоотношений между странами СНГ.
В конкурсе проектов участвовали НПО "Энергия", ГКНПЦ им. М.В. Хруничева (А,И. Киселев) и ГРЦКБ им, академика В.П. Макеева (И.И. Величко).
В январе - апреле 1993 года были разработаны технические предложения, а в июне - декабре - материалы эскизного проекта в объеме первого этапа. На основании проведенных исследований по возможным вариантам (более десяти) комплекса НПО "Энергия" предложило создать двухступенчатую ракету-носитель с компонентами топлива кислород-керосин
(условное обозначение ГК-6).
I ступень ракеты-носителя состояла из трех блоков, каждый из них имел один двухкомпонентный двигатель РД-180 тягой 390 тс на земле, разрабатываемый НПО "Энергомаш" на базе двигателя 11Д521 (РД-170). II ступень - моноблочная - имела двигатель РД-146 (11Д123) тягой 90 тс на земле, применяемый на II ступени РН "Зенит", и четырехкамерный рулевой двигатель РД-134Р разработки НПО "Энергомаш" или РД-451 разработки КБ "Химавтоматика" (B.C. Рачук) тягой 35 тс. Особенностью блока II ступени была возможность его повторного включения, что исключало применение разгонного блока при выведении космических аппаратов на средние, в том числе круговые орбиты высотой до 2000 км.
Диаметр блоков ступеней не превышал 3,9 м, поэтому их можно было транспортировать полностью собранными железнодорожным транспортом без остановки встречного движения. Двигатели на боковых блоках I ступени устанавливались со смещением к продольной оси ракеты-носителя, что позволяло проводить ее запуск со стартового комплекса РН "Зенит" с минимальной его доработкой.
При выведении на высокоэнергетические, включая геостационарные, орбиты на первом этапе предусматривалось использование модифицированного кислородно-керосинового разгонного блока Н12Р, разрабатываемого на базе блока ДМ, на втором - кислородно-водородного разгонного блока "Ястреб" с высоким техническим уровнем и перспективным двигателем тягой 4 тс разработки КБ "Химавтоматика". Блочный принцип построения компоновочной схемы ракеты-носителя давал возможность создания на ее базе ракет-носителей других размерностей. НПО "Энергия" последовательно отстаивало концепцию создания семейства российских средств выведения.
Учитывая близость подходов, изложенных в проектных материалах, в январе 1994 года Ю.П. Семенов (НПО "Энергия") и И.И. Величко (ГРЦКБ им.академика В.П. Макеева) приняли решение о совместной разработке ракетно-космического комплекса тяжелого класса в кооперации с традиционными для них предприятиями-соисполнителями Российской Федерации. В феврале - апреле 1994 года было разработано дополнение к материалам эскизного проекта первого этапа. По конструктивно-компоновочной схеме предложенная к разработке ракета-носитель "Энергия-3" практически не отличалась от ракеты-носителя ГК-6 НПО "Энергия", лишь незначительно уточнилась компоновка блока II ступени.
Разработка эскизного проекта комплекса ракеты-носителя тяжелого класса первого этапа и дополнений к нему осуществлялась, в основном, проектными и расчетно-теоретическими подразделениями Головного КБ. Непосредственное руководство разработкой материалов осуществляли В.М. Филин, В.П. Багров, А,А. Жидяев и А.Н. Шорин. Активными участниками разработки проекта были Б.А. Танюшин, И.А. Ежов, И.А. Сидоров, А.О. Турунов, А,А. Шабалин, В.К. Кузнецов, А.А. Дядькин, А,А. Панчуков, С.П. Гаврелюк и др.
Основные замечания, указанные в выводах межведомственной экспертной комиссии (июнь 1994 года, председатель В.А. Меньшиков, руководитель 50 ЦНИИКС) по результатам рассмотрения предложенных на конкурс эскизных проектов, сводились к тому, что совместный проект НПО "Энергия" и ГРЦКБ им. академика В.П. Макеева потребует разработки практически новых рулевого двигателя и маршевого двухкамерного двигателя на базе двигателя 11Д520, что не способствует снижению затрат на создание РН.
Было также отмечено, что проект ГКНПЦ им, М.В. Хруничева с учетом использования водорода потребует развития инфраструктуры, обеспечивающей производство, транспортирование и заправку жидкого водорода и создание на космодроме средств, обеспечивающих заправку РН водородом. Это усложнит и увеличит стоимость создания и эксплуатации КРК. Комиссия отметила, что комплексный анализ предложенных вариантов КРК тяжелого класса позволил выявить некоторое предпочтение комплекса на базе РН "Ангара-2" разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, обусловленное, главным образом
, высоким энергомассовым совершенством РН, максимальным использованием существующего задела по двигательным установкам и системе управления.
Однако проведенные проработки показали, что возможность практической реализации высоких энергомассовых характеристик РН, заявленных в проекте ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, в условиях ограниченного финансирования и в сжатые сроки весьма проблематична. В случае их ухудшения в процессе дальнейшей разработки заданные техническим заданием характеристики ракеты-носителя могут быть не достигнуты.
Совместным решением ВКС Министерства обороны и РКА о создании космического ракетного комплекса "Ангара" (сентябрь 1994 года) головным разработчиком комплекса в целом был определен ГКНПЦ им. М.В, Хруничева,
а разработка II ступени РН "Ангара-2" на водородно-кислородном топливе была поручена РКК "Энергия".
В декабре 1994 года РКК "Энергия" приступила к эскизному проектированию блока II ступени ракеты-носителя. В июне 1995 года эскизный проект был разработан при активном участии ГРЦКБ им. академика В.П. Макеева и КБ "Волжское". Одновременно были продолжены исследования по определению более рационального облика российского комплекса ракеты-носителя тяжелого класса.
Из доклада президента РКК "Энергия" на годовом (по итогам 1995 г.) собрании акционеров 23 марта 1996 года
К большому сожалению, в начале 1995 года возобладали конъюнктурные соображения и нам не удалось отстоять свои предложения по продолжению работ с "Энергией-М", этой перспективнейшей ракетой, позволяющей сохранить с наименьшими потерями задел по "Энергии" - ракете XXI века, вместо каких-то новых разработок. Не удалось нам доказать и то, что наш вариант по российской ракете "Ангара", которая создается вместо "Энергии-М" (только с худшими техническими и стоимостными характеристиками), имеет значительно больше преимуществ, чем другие предложенные варианты. Двигатель РД-180, который использован в нашем варианте ракеты, оказался формальной причиной того, что проект не был принят. Предпочтение было отдано варианту Центра Хруничева. Двигатель РД-180 создан на базе двигателя РД-170 (двигателя для боковых блоков ракеты-носителя "Энергия"), но не в 4-х, а в 2-камерном исполнении). Но техника, как и история, не терпит фальши, и здесь, очевидно, будет то же самое. Достаточно сказать, что "Энергомаш" (генеральный конструктор Каторгин Борис Иванович) недавно выиграл конкурс и получил очень серьезный заказ на этот двигатель от США для модернизированной американской ракеты "Атлас" (подписан контракт на 2 млрд. долларов). В принятом к реализации варианте проекта по теме "Ангара" мы участвуем в качестве головной организации по второй ступени. Это тоже серьезная работа. |
Международная космическая станция "Альфа
Работы по международной космической станции "Альфа" начались в 1993 году. Началу работ предшествовал ряд событий 1990-1992 годов, побудивших Россию и США объединить свои усилия на дальнейшее развитие национальных пилотируемых программ.
Россия, имеющая более чем 20-летний опыт эксплуатации орбитальных станций "Салют" и "Мир" и располагающая бесценным опытом проведения длительных полетов и исследований, развитой инфраструктурой космических средств (многофункциональная станция "Мир", транспортные пилотируемые и грузовые корабли типа "Союз" и "Прогресс")
и необходимой для этих работ наземной инфраструктурой, после августовских событий 1991 года оказалась в сложнейшем экономическом кризисе.
К концу 1991 года создалась реальная угроза прекращения реализации всей космической программы, в том числе и работ на орбитальной станции "Мир".
В США работы по станции "Фридом" были предметом постоянной критики со стороны Конгресса и общественности, поскольку проект был сложным и дорогостоящим.
Соответственно НАСА испытывало трудности по его финансированию и к началу 1991 года не смогло выйти на этап практической реализации проекта. Сказывалось также отсутствие опыта в реализации программ долговременных орбитальных станций и в обеспечении длительной работы экипажа в условиях космического полета. Кроме того, требовались дополнительные затраты на создание корабля-спасателя
, который должен был дежурить на станции для обеспечения безопасности ее экипажа в промежутках времени между полетами "Шаттла".
С учетом сложившихся обстоятельств генеральный конструктор Ю.П. Семенов при первой же возможности (международные конференции, встречи с конгрессменами США и руководителями зарубежных фирм) выступает с предложением объединить усилия в осуществлении пилотируемых программ и предлагает услуги НПО "Энергия" в этих работах.
Из всех встреч с руководителями иностранных фирм особую роль для будущих работ сыграла встреча с представителями компании "Боинг". Первый контакт по инициативе компании "Боинг" произошел в г. Монреаль (Канада) во время проведения там 5-11 октября 1991 года Международного конгресса по астронавтике. На встрече вице-президента компании "Боинг" Р. Гранта с генеральным конструктором НПО "Энергия" Ю.П. Семеновым обсуждались вопросы взаимодействия двух организаций в космической области и использования российской космической техники, в том числе корабля-спасателя, в проекте станции "Фридом".
Наибольший резонанс получило выступление Ю.П. Семенова 21 февраля 1992 года в согласительном подкомитете по бюджету Сената США (встреча была организована не без участия компании "Боинг"). Газета "Вашингтон Пост" писала 22 февраля 1992 года: "Высший представитель Российского Космоса прибыл вчера на Капитолийский Холм с интригующим предложением: возможность купли Соединенными Штатами или аренды наиболее впечатляющего Русского космического корабля и ракет-носителей по рыночным ценам. Юрий П. Семенов - генеральный директор, генеральный конструктор НПО "Энергия", директор Российских международных космических пилотируемых программ - пригласил официальных лиц США арендовать рабочее место на борту космической станции "Мир", которая летает вокруг Земли на высоте 240 миль, для проведения экспериментов. Он также обещал теплый прием технических специалистов США, изучающих реализуемость приобретения космического корабля "Союз ТМ" с целью использования его как "спасателя" в аварийных ситуациях космической станции "Фридом" США". Здесь же, в Вашингтоне, 20-27 февраля 1992 года состоялись повторные переговоры с Р. Грантом. На встрече была достигнута договоренность о совместной работе и взаимном обмене опытом по различным направлениям развития ракетно-космической техники.
В дальнейшем события в 1992 году развивались достаточно быстро. 25 февраля 1992 года председатель согласительного подкомитета по бюджету Сената Барбара М. Микульски обратилась к президенту США с предложением "организовать техническую инженерную группу в рамках администрации, включая инженеров из НАСА, для проведения оценки гражданской космической материальной части бывшего Советского Союза, которая может быть использована в совместной деятельности". В марте 1992 года в Москву прибыла группа специалистов НАСА для подготовки технического задания на контракт с НПО "Энергия". Возглавлял группу заместитель директора НАСА С. Келлер. В мае 1992 года был заключен первый в истории контракт между НАСА и НПО "Энергия". Контракт предусматривал анализ систем космических кораблей и ракет-носителей с целью их применения в проекте станции "Фридом". В первую очередь рассматривалось создание корабля-спасателя для станции "Фридом" на базе корабля "Союз ТМ".
В середине 1992 года НПО "Энергия" разработало концепцию и программу создания пилотируемой станции следующего поколения "Мир-2", которая наряду с максимальным использованием оправдавших себя технических решений, реализованных на станции "Мир" (модульность построения, автоматические грузовые корабли "Прогресс М", постоянный пилотируемый режим и смена экипажей транспортными кораблями "Союз ТМ"), предусматривала также внедрение технических решений, повышающих ее эффективность (переход на наклонение орбиты 65°, повышение мощности бортовой энергосистемы до 48 кВт, оптимальное построение исследовательских модулей, одновременное использование полигонов Байконур и Плесецк). Велись переговоры с Европейским космическим агентством (ЕКА) о привлечении его к этим работам. В декабре 1991 года по этому поводу в Париже состоялась встреча Ю.П. Семенова с генеральным директором ЕКА Ж.М. Лютоном. Но как уже было отмечено, острый дефицит госбюджетных средств привел в 1992 году к снижению темпов развертывания работ по созданию орбитального комплекса "Мир-2" и практической остановке завершающего этапа подготовки полета модулей "Спектр" и "Природа" к станции "Мир".
17 июня 1992 года между Российской Федерацией и Соединенными Штатами Америки заключено Соглашение о сотрудничестве в области исследования космического пространства в мирных целях. Соглашение подписано на первой встрече Президента США Дж, Буша и Президента России Б.Н, Ельцина в Вашингтоне.
5 октября 1992 года НАСА и Российское космическое агентство заключили исполнительное соглашение "О сотрудничестве в области пилотируемых полетов", предусматривающее полет российского космонавта на корабле "Шаттл" и американского астронавта на станции "Мир". Вопрос о совместных работах по орбитальным станциям не затрагивался. В этот период НПО "Энергия" активно работало с НАСА по проблеме корабля-спасателя на базе корабля "Союз ТМ", 11 февраля 1993 года компания "Боинг" пригласила делегацию НПО "Энергия" в США. Р. Грант писал Ю.П, Семенову: "Мы ожидаем Вашего прибытия в Сиэтл с делегацией НПО "Энергия", Как уже обсуждалось ранее, это совместное мероприятие может стать началом крупномасштабного сотрудничества, которое принесет огромную выгоду нашим двум организациям и странам".
5 марта 1993 года делегация НПО "Энергия" (В.П. Легостаев, П.М. Воробьев, Ю.С. Денисов, Н.А. Брюханов, В.В. Либерман и др.) во главе с генеральным конструктором Ю.П. Семеновым вылетела в г. Сиэтл. Переговоры проходили с 6 по 13 марта 1993 года. Были детально рассмотрены 12 перспективных направлений работ. Среди них: мониторинг окружающей среды, солнечные энергоспутники, глобальное управление воздушным движением, экспедиция к Марсу, микрогравитационная технология и создание международной космической станции с использованием элементов космических станций "Мир-2" и "Фридом", а также концепция создания комплекса "Морской старт".
После обсуждения состояния разработки модулей станций "Фридом" и "Мир-2" выявилась возможность создания в 1994-1998 гг. международной станции "Мир-Фридом" с общим объемом финансирования, значительно меньшим по сравнению со станцией "Фридом". В состав станции предлагалось включить:
■ от России - базовый блок, служебный и стыковочный модули, шлюз и космические корабли "Союз ТМ" и "Прогресс М";
■ от США - энергетический и лабораторный модули и модуль снабжения.
По окончании переговоров между компанией "Боинг" и НПО "Энергия" было заключено соглашение, в котором работы по совместной международной станции занимали ключевое место. Делегация возвратилась в Москву 14 марта 1993 года. На основании переговоров, проведенных с "Боингом", 15 марта 1993 года генеральный директор РКА Ю.Н. Коптев и генеральный конструктор НПО "Энергия" Ю.П. Семенов обратились к руководителю НАСА Д. Голдину с предложением о создании международной космической станции.
К письму прилагались эскизы предлагаемой конфигурации станции с входящими российскими и американскими элементами.
Одновременно в марте 1993 года в США начался очередной этап пересмотра проекта долговременной орбитальной станции "Фридом". 9 марта 1993 года Президент Соединенных Штатов Америки обратился в НАСА с просьбой предпринять попытку в течение 90 дней переработать программу космической станции так, чтобы сократить ее проектную стоимость. Группа по выполнению этой задачи начала работать 10 марта 1993 года. В ходе ее работы управление по научной и технологической политике США пришло к выводу, что средний уровень годового финансирования разработки станции на 1993 финансовый год значительно превышает отведенные средства для этой темы. Финансирование программы было временно приостановлено.
Учитывая отмеченные недостатки проекта станции "Фридом", в частности отсутствие корабля-спасателя, НАСА пригласило для консультации группу российских специалистов, в которую входили Ю.Н. Коптев (генеральный директор РКА), Ю.П. Семенов (генеральный конструктор НПО "Энергия") и специалисты ведущих ракетно-космических организаций России.
С 22 апреля по 5 мая 1993 года специалисты организаций РКА, НПО "Энергия", КБ "Салют" (Д.А. Полухин), Центрального научно-исследовательского института машиностроения (В.Ф. Уткин) и Института медико-биологических проблем (А.И. Григорьев) провели ряд встреч и консультаций с группой американских специалистов, занимавшихся созданием и перепроектированием обитаемой орбитальной станции США. Цель встреч - поиск путей использования российского опыта в создании космической техники, в том числе орбитальной станции, для сокращения затрат на программу.
Российская делегация высказала мнение, что наиболее предпочтительным вариантом является совмещение программ создания станций "Фридом" и "Мир-2" в одном проекте
, что позволит обеспечить высокие технические и эксплуатационные характеристики объединенной орбитальной станции, использовать эффективную унифицированную систему средств транспортно-технического обслуживания станции, единые средства обеспечения безопасности экипажей, а также общую наземную и космическую инфраструктуру. Однако рабочая группа НАСА представила свои предложения без учета рекомендаций российской делегации. Рассмотренные три варианта станции не предусматривали значительного сокращения затрат, а из ракетно-космической техники России предлагалось использовать только корабль "Союз ТМ" в качестве корабля-спасателя. Конгресс США выразил свое несогласие с предложениями рабочей группы НАСА и потребовал более детальных обсуждений с российскими специалистами.
Начался новый этап совместного российско-американского проектирования международной космической станции. В августе 1993 года в Вашингтоне делегации РКА и НАСА разработали концептуальную модель российско-американского сотрудничества по программам пилотируемых полетов, начиная со станции "Мир" и кончая созданием международной космической станции на базе пилотируемых космических станций "Мир-2" и "Фридом". Была взаимосогласована конфигурация МКС в составе российской и американской частей. В состав российской части входили основные элементы станции "Мир-2": базовый блок, три узловых стыковочных модуля, научно-энергетическая платформа, стыковочный отсек-шлюз, служебный модуль с системами жизнеобеспечения, корабли "Прогресс М" и "СоюзТМ".
Разработкой российской части МКС занимались сотрудники НПО "Энергия" во главе с генеральным конструктором Ю.П. Семеновым. Среди них были В.П. Легостаев, В.В. Рюмин, В.Н. Бранец, П.М. Воробьев, Л.А. Горшков, Ю.И. Григорьев, А.Г. Деречин, В.С. Сыромятников, Э.И. Григоров, Б.И. Сотников, В.А. Тимченко, В,П. Хорунов и др.
Проект совместной станции был разработан в течение месяца, с 31 июля по 31 августа 1993 года. Поскольку использование российской техники было обязательным условием в США для сохранения проекта орбитальной станции, НАСА приняло увеличение наклонения орбиты станции с 28,5 до 51,6°, хотя это существенно снизило массу полезной нагрузки, доставляемой в одном полете кораблем "Шаттл". Из-за отсутствия трасс полета "Шаттла" на орбиты с наклонением свыше 52° российской стороне тоже пришлось изменить наклонение орбиты 65°, предусмотренное для станции "Мир-2", на 51,6°, что уменьшило возможность наблюдения территории России.
Этот первый совместный вариант международной космической станции послужил основой для межправительственного соглашения, В дальнейшем проект международной станции получил условное название "Альфа". 2 сентября 1993 года Председатель Правительства Российской Федерации B.C. Черномырдин и вице-президент США А. Гор подписали "Совместное заявление о сотрудничестве в космосе", предусматривающее создание совместной станции и длительные полеты американских астронавтов на станции "Мир".
В его развитие РКА и НАСА разработали и 1 ноября 1993 года подписали "Детальный план работ по международной космической станции". Этот план учитывал изменение конфигурации МКС "Альфа", предложенное американской стороной и согласованное на встрече в Москве в октябре 1993 года. Изменение предусматривало замену двух узловых стыковочных модулей одним функционально-грузовым блоком и его первоочередной запуск на орбиту и преследовало во многом политические цели, так как США оплачивали разработку и изготовление ФГБ и первый пуск становился как бы американским. После горячих обсуждений предложение было принято как компромисс между американской и российской сторонами.
Детальный план предусматривал также решение финансовых вопросов. В "Совместном заявлении..." было указано: "В целях приобретения аппаратуры и услуг на первом и втором этапах программы НАСА заключит с РКА контракт по фиксированным ценам на период с 1994 по 1997 финансовые годы. Уровень финансирования по контракту будет находиться в пределах до 100 млн. долларов на каждый финансовый год в период 1994-1997 гг." Основные положения и работы по "Детальному плану..." были закреплены Протоколом к "Соглашению по реализации программы совместных пилотируемых космических полетов", подписанным B.C. Черномырдиным и А. Гором 15 декабря 1993 года.
Основная концепция МКС "Альфа" и последовательность ее сборки, представленные в "Детальном плане...", с незначительными изменениями сохранялись до 1994 года, что позволило в июне 1994 года подписать контракт между НАСА и РКА "О поставках и услугах для станции "Мир" и международной космической станции". Подписанию контракта предшествовало детальное обсуждение всех позиций в течение почти 30 дней в г. Хьюстон США в мае - июне 1994 года. Переговоры проходили крайне тяжело и нередко заходили в тупик. Кроме сильной жары и полуподземного бункера без окон, где шли переговоры, для российских специалистов была непривычна жесткая, а порой и бестактная позиция американских специалистов по каждому спорному вопросу. Вместо обоснований зачастую следовала фраза: "Так решил Конгресс США". Все это потребовало от российской делегации предельного хладнокровия и четкости в работе, что немало способствовало успешному подписанию контракта.
С учетом отдельных изменений на совместных встречах российской и американской сторон в 1994 году МКС "Альфа" имела следующую структуру и организацию работ:
■ в создании станции, кроме России и США, участвуют Канада, Япония и страны Европейского сотрудничества;
■ станция будет состоять из двух интегрированных сегментов (российского и американского) и собираться на орбите постепенно из отдельных модулей;
■ головной организацией по российскому сегменту является Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П. Королева (РКК "Энергия"), по американскому сегменту - компания "Боинг".
Начальный этап строительства предусматривал создание функционально законченной структуры станции из ограниченного числа модулей. Первым на орбиту выводится ракетой-носителем "Протон" функционально-грузовой блок разработки Центра им. М.В. Хруничева, основное назначение которого - хранить после дозаправки резервное топливо для поддержания орбиты станции в течение одного года. Вторым доставляется кораблем "Шаттл" и стыкуется с ФГБ американский стыковочный модуль Node-1. Третьим выводится РН "Протон" служебный модуль - аналог базового блока станции "Мир", который обеспечивает управление станцией, жизнеобеспечение экипажа, ориентацию станции и коррекцию орбиты. После этого ФГБ подстыкует связку "ФГБ - Node-1" к служебному модулю. Затем параллельно требуется доставить к станции элементы российского и американского сегментов. По российскому сегменту - универсальный стыковочный модуль (выводится РН "Зенит"), стыковочный отсек-шлюз (выводится РН "Союз") и научно-энергетическая платформа с солнечными батареями (выводится четырьмя пусками РН "Зенит"). На американском сегменте с помощью канадского манипулятора строится временная ферма с солнечными батареями и к нему стыкуется лабораторный блок. На этом этапе строительства станция будет иметь порты для стыковки кораблей "Шаттл", "Прогресс М", "Прогресс М-2" и "Союз ТМ"; на ней может длительное время находиться экипаж для проведения научных исследований.
На следующем этапе станция "Альфа" приобретет законченный вид: американская сторона построит свою основную ферму и перенесет на нее временно располагавшуюся на стыковочном модуле Node-1 ферму с солнечной батареей. Затем будет доставлен второй стыковочный модуль Node-2, к которому будут подстыкованы японский и европейский исследовательские модули. После этого будут доставлены на орбиту центрифуга и жилой модуль НАВ.
Российская сторона к универсальному стыковочному модулю пристыкует модуль жизнеобеспечения экипажа с улучшенными системами более замкнутого цикла и три исследовательских модуля, а к ФГБ присоединит стыковочно-складской модуль, который позволит более организованно хранить на станции все необходимое оборудование и расходуемые материалы.
В таком составе станция будет иметь массу 380 т, экипаж из шести человек и 20 модулей. Значительную долю станции составит российский сегмент - 40% по массе, 50% по количеству модулей и по числу космонавтов.
Транспортная система станции "Альфа" будет состоять из российских транспортных и грузовых космических кораблей "СоюзТМ", "Прогресс М", "Прогресс М-2" и американского корабля "Шаттл". Корабль "Прогресс М-2", выводимый РН "Зенит", доставляет в 2,5 раза больше полезного груза, чем корабль "Прогресс М", что необходимо для доставки большого количества топлива для всей станции. На базе корабля "Прогресс М-2" будут созданы универсальные корабли-модули для доставки шести российских модулей и научно-энергетической платформы.
Сборка станции должна начаться в конце 1997 года, последний модуль российского сегмента будет выведен на орбиту в 2001 году. Окончательная сборка станции предусматривается в 2002 году, а эксплуатация - до 2012 года.
В 1994 году приказом генерального конструктора Ю.П. Семенова директором программы МКС "Альфа" в РКК "Энергия" назначен В.П. Легостаев. Однако в декабре 1995 года приказом Ю.П. Семенова прошло переназначение, В.П. Легостаев стал директором программы по "Морскому старту", а О.И. Бабков - директором программы по МКС "Альфа".
Основную проектную и большую часть рабочей документации подготовит и выпустит Головное конструкторское бюро РКК "Энергия". Элементы российского сегмента будут изготавливаться на Заводе экспериментального машиностроения РКК "Энергия" и ракетно-космическом заводе (РКЗ) Центра им. М.В. Хруничева.
Объединение на взаимовыгодной основе космических средств России и США в единой совместной программе рационально координируется с национальными программами обеих стран при сохранении ранее принятых международных обязательств. Накопленный в ходе выполнения программы создания и эксплуатации международной космической станции опыт даст необходимые предпосылки для разработки и реализации последующих совместных программ по освоению космического пространства.
В декабре 1995 года при детальных проработках возможного упрощения российского сегмента станции "Альфа", учитывая успешное функционирование комплекса "Мир", было высказано мнение об использовании на первом этапе (до 2000 года) построения станции "Альфа" находящегося на орбите комплекса "Мир". В течение декабря 1995 -января 1996 года предстояло обсуждение предлагаемого варианта со специалистами НАСА. Для российской стороны этот вариант представлялся заманчивым.
Находясь в Москве с рабочим визитом 9 января 1996 года на встрече с Первым заместителем Премьер-министра Правительства Российской Федерации О.Н. Сосковцом, председатель подкомиссии по космонавтике - аэронавтике Палаты представителей Конгресса США Д. Сенсенбреннер критически отозвался о возможностях изменения конфигурации будущей станции, которые вытекают из этих предложений. Он отметил, что конгресс США готов в бюджете ежегодно выделять 2,1 млрд. долларов до 2002 года на космическую программу. В том числе в эту сумму закладывается и смета американско-российского сотрудничества по освоению космоса. По его утверждению, в случае невыполнения графика по созданию МКС конгресс может "зарубить программу".
О.Н. Сосковец в убедительной форме подтвердил, что Россия выполнит свои обязательства по участию в строительстве станции "Альфа" в ранее согласованном объеме.
Участвовавший во встрече Ю.Н. Коптев призвал США считаться с успешно функционирующей сегодня в космосе станцией "Мир".
Результатом этой и последующих встреч явилось предложение США по совместному использованию станции "Мир" до 1999 года.
Для обеспечения в 1998-1999 гг. одновременного полета двух пилотируемых станций -"Мир" и МКС "Альфа" - в проект последней был внесен ряд изменений: научно-энергетическая платформа будет доставляться на орбиту кораблем "Шаттл" и устанавливаться на служебный модуль с помощью канадского манипулятора, на базе ФГБ будут разработаны универсальный стыковочный модуль и тяжелый грузовой корабль для обеспечения начального этапа сборки станции.
В конечном счете, в начале 1996 года работы по созданию МКС стали краеугольным камнем американско-российского сотрудничества и предметом большой политики. Об этом свидетельствуют письма американских конгрессменов в адрес О.Н. Сосковца и вице-президента А. Гора в адрес Премьер-министра B.C. Черномырдина.
Палата Представителей Конгресса США
Комитет по науке
8 марта 1996 года
Его Превосходительству Олегу Сосковцу,
Первому заместителю Премьер-министра Правительства Российской Федерации
Москва, Россия
Уважаемый г-н Сосковец!
Мы с удовольствием отмечаем, что в ходе нашего визита 9 января и в конце января Премьер-министр Черномырдин в разговоре с Вице-президентом А. Гором выразил поддержку программы Международной космической станции Российским Правительством. Высказывания Премьер-министра подтвердили наши договоренности в отношении МКС. Однако последние сведения, полученные НАСА от российских организаций, участвующих в программе МКС, и в дальнейшем подтвержденные РКА, вызывают озабоченность.
Согласно этим сведениям план-график работ по служебному модулю (СМ), критичному российскому элементу МКС, находится под угрозой срыва в связи с отсутствием финансирования Российским Правительством. Задержка поставки СМ нарушит основное условие, при котором НАСА согласилось продлить программу "Шаттл - Мир" (Фаза 1), а также рассмотреть возможность запуска отдельных российских элементов МКС на корабле "Шаттл". Срыв графика работ по СМ серьезно нарушит поддержку Конгрессом участия России в программе МКС.
Эти сведения еще более усугублены позицией некоторых членов Российского Правительства, которая не соответствует нашим договоренностям 9 января в Москве. Затянувшиеся сомнения в способности России осуществить финансирование критичных элементов российского сегмента МКС делают невозможным реализацию столь сложной международной программы своевременно и в рамках бюджетных ограничений всех партнеров по проекту МКС.
Этот вопрос весьма важен в связи с началом слушаний по бюджету НАСА в Конгрессе США, и этот бюджет подвергнется самой жесткой проверке. Те программы, которые представляются слабыми и по которым будет много открытых вопросов, находятся под угрозой свертывания. Со стороны Правительства России недопустимы свидетельства того, что ее участие в проекте МКС также находится под вопросом, пока не будет принято официальное решение. Поскольку упомянутые выше тревожные сообщения последовали вскоре после весьма успешного визита Премьер-министра Черномырдина, необходимы конкретные меры со стороны Правительства России, гарантирующие то, что МКС будет создана своевременно и что участие России в проекте МКС не подлежит сомнению. Без корректирующих мер по наверстыванию план-графика работ по СМ Конгресс США будет вынужден принять решение о создании МКС без расчета на выгоды нашего многолетнего сотрудничества и участия опытных российских инженеров, которые столь много внесли в нашу совместную программу . Мы надеемся, что Вы используете Ваше влияние для решения этого вопроса.
С уважением,
Джерри Льюис,
Председатель подкомиссии по закупкам при Управлении
по делам ветеранов, жилстроительству и развитию городского хозяйства
и делам независимых ведомств
Ф. Джеймс Сенсенбреннер,
Председатель подкомиссии по космонавтике - аэронавтике
Его Превосходительству
Виктору Степановичу Черномырдину,
Премьер-министру Правительства Российской Федерации
Москва
10 марта 1996 г.
Уважаемый Виктор Степанович!
Я получил Ваше письмо по проблемам соблюдения договора об ограничении стратегических вооружений. Я поручил нашим экспертам рассмотреть затронутые Вами вопросы и в ближайшее время направлю Вам ответ. Заверяю Вас, что лично рассмотрю каждый пункт самым серьезным образом и, как только выяснится, что наша позиция точна и выверена, изложу ее лично Вам. Между тем, я хотел бы привлечь Ваше внимание к чрезвычайно серьезной проблеме, связанной с финансированием проекта Международной космической станции Правительством России.
На нашей встрече в январе мы подтвердили основные принципы и план мероприятий, согласованный НАСА и Российским космическим агентством. В ответ на предложение РКА в целях экономии средств НАСА согласилось расширить совместные работы по программе "Шаттл - Мир" и осуществить выведение ряда российских элементов МКС на корабле "Шаттл". В свою очередь, РКА обязалось, среди прочего, выполнить критичные этапы работ по плану-графику МКС, включая выведение в начале 1998 г. служебного модуля, который является первым российским элементом МКС.
Уже после нашей январской встречи НАСА получило сведения от российских экспертов, что план-график работ по изготовлению служебного модуля находится под угрозой срыва из-за недостаточного финансирования Правительством России. Эти эксперты подчеркнули, что в том случае, если Правительство не обеспечит адекватного и стабильного финансирования по программе МКС в ближайшие недели, то неизбежно задержится запуск служебного модуля, и это сорвет комплексный и жесткий график работ по МКС, согласованный среди зарубежных Партнеров по МКС.
Я знаю о финансовых трудностях России и последствия этого на многие аспекты сотрудничества США и России. Однако Вам известно о той ключевой роли, которую программа МКС занимает в совместной программе пилотируемых космических полетов, также в общем контексте наших взаимосвязей. Недостаточное финансирование со стороны Российского Правительства ставит под угрозу программу запусков и дает аргументы противникам программы МКС, которые ставят под вопрос наши совместные обязательства по данной программе.
Виктор Степанович! Если мы не найдем решения этой проблемы, то наши оппоненты в Конгрессе свернут наше партнерство по МКС.
Администратор НАСА Дэн Голдин сообщил свои опасения генеральному директору РКА Юрию Коптеву. Я прошу Вас срочно решить вопрос по адекватному и стабильному финансированию с тем, чтобы мы обеспечили выполнение графика работ, который был согласован в январе. Кроме того, чтобы исключить в будущем срывы графика работ, следует поручить нашим экспертам проверить критичные этапы и официально утвердить график работ по служебному модулю в конце марта, провести рассмотрение проекта на уровне генеральных конструкторов в июне 1996 г., завершить сборку в феврале 1997 г. и завершить программу комплексных испытаний в декабре 1997 г. Мы также должны потребовать от наших экспертов периодических отчетов по состоянию работ по программе МКС - типа ежемесячных отчетов, которые мы сейчас получаем по хранилищам плутония.
Еще раз я обращаюсь к Вам с просьбой как можно быстрее сообщить нам Ваше решение по этим вопросам и сделать все, что в Ваших силах , поскольку финансирование НАСА будет дважды рассматриваться Конгрессом в ближайшие три недели. Конгрессмены знают о проблеме финансирования российского сегмента, и они письменно обратились к Первому заместителю Премьер-министра г-ну Сосковцу по этому вопросу. Они также запланировали слушания бюджета, НАСА придется представить конкретные гарантии на случай уменьшения поддержки Конгрессом программы МКС.
Я хотел бы переговорить с Вами по этому вопросу и продолжить наш диалог по многим другим вопросам. В частности, я намерен в ближайшее время обратиться к Вам по вопросам контроля вооружений, о которых Вы только что мне напомнили.
С уважением,
Сразу же после получения данного письма состоялось рассмотрение состояния работ по МКС "Альфа" B.C. Черномырдиным. В этой встрече принял участие министр финансов В.Г. Пансков.
