Проектные проработки перспективных разгонных блоков

     В 1991 г. 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 создателями перспективных разгонных блоков (РБ) ставилась задача наряду с обеспечением высокой эффективности и надежности создать разгонные блоки повышенной экологической чистоты. Космические разгонные блоки и их системы должны были изготавливаться на заводах Российской Федерации.
     В качестве базовых разгонных блоков были приняты:
     - кислородно-углеводородный разгонный блок Н12РА, представляющий собой перспективную модификацию блока "ДМ", эксплуатирующегося с РН "Протон";
     - кислородно-водородный разгонный блок "Ястреб" (типа "ДМ") с маршевым двигателем нового поколения;
     - кислородно-углеводородный разгонный блок легкого класса типа модифицированного блока "Л" РН типа Р-7 - "ЛМ" "Прорыв";
     - 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 был принят разгонный блок Н12РА для РН "Ангара", причем с его помощью планировалось выведение на геостационарную орбиту при старте космодрома Плесецк КА массой 3-3,5 т.
     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, ПГС и т.п.; средний и нижний переходники; сменные фермы крепления полезного груза и 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, обеспечивали 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 топливных баков по внутрибаковым и заборным устройствам, по двигателю и пневмогидросистеме 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" (г.Екатеринбург), 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.
     Изменением конфигурации и монтажа элементов ПГС нижнего переходника, сменной фермы крепления полезного груза, а также некоторыми изменениями и перенастройкой бортовой аппаратуры обеспечивалось получение родственных блоку Н12РА модификаций РН для ракет-носителей "Зенит", "Протон" и "Энергия-М".

Разгонный блок "Ястреб"
     Предварительные проработки по кислородно-водородному РБ "Ястреб", как перспективному космическому разгонному блоку нового поколения, были начаты в 1992 г. с участием НПО "Энергия", КБХА, ЦНИИМаш и НИИТП.
     В ходе этих работ, завершившихся в апреле 1993 г. 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 были поставлены задачи обеспечения показателей технического уровня, значительно превышающих соответствующие показатели как существующих, так и разрабатываемых отечественных РБ; достижения высокой полетной надежности, в том числе и при первых пусках ракет-носителей с разрабатываемыми РБ; обеспечения экологической безопасности РБ как в земных условиях, так и при эксплуатации в космосе.
     В 1994 г. 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, с возможностью его 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 из условия выведения космических аппаратов массой 4,7 т на геостационарную орбиту с использованием РН "Ангара" при старте с полигона Плесецк и при выведении по прямой схеме.
     Разгонный блок "Ястреб" разрабатывался с использованием новых технических решений по конструкции, двигательной установке, бортовому оборудованию, агрегатам и системам, при которых 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 обеспечивать высокую степень расширения сопла, высокий удельный импульс двигателя (до 475 с) и его малую массу; безгазогенераторную схему ДУ с работой без избыточного давления на входе над давлением насыщенных паров компонентов топлива, с большими пределами регулирования тяги и с возможностью работы на пониженном режиме с отключением ТНА при баковых давлениях компонентов топлива; отбор компонентов топлива для двигателей малой тяги системы ориентации и стабилизации из общих баков маршевого двигателя.
     Для обеспечения надежности предусматривалась отработка двигателя на тягу 4,5 тс, при его эксплуатации на номинальном режиме с тягой 4 тс, 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, с учетом использования новых конструкционных материалов (алюминиево-литиевых сплавов типа 01460 для баков, композиционных материалов для ферменных конструкций и др.) обеспечивала достижение высоких показателей конструктивного совершенства блока.
     Как и на РБ Н12РА, на РБ "Ястреб" предусматривалось использование усовершенствованной бортовой системы управления разработки НПО "Автоматика", системы электропитания на базе литиевых и никель-кадмиевых батарей, системы телеизмерений нового поколения "Орбита-РБ", радиотехнической системы "Квант-РБ" и жидкостной системы поддержания теплового режима, имеющей активные и пассивные средства.
     По результатам проработок использование кислородно-водородного РБ "Ястреб" при выведении КА на целевые орбиты обеспечивало увеличение массовых характеристик по сравнению с кислородно-углеводородными РБ на 40-60%.

Разгонные блоки "Прорыв" и "ЛМ"
     Расширение задач, решаемых различными КА в космическом пространстве, выявило, что существующие в Российской Федерации разгонные блоки не в полной мере удовлетворяют возрастающим потребностям как по массе, так и по параметрам рабочих орбит космических аппаратов. 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 с высотой перигея 1000...1500 км. Разгонный блок "ДМ", эксплуатируемый в составе РН "Протон", приспособлен использования его в качестве блока довыведения в составе РН "Энергия-М" и "Ангара" и в качестве разгонного блока в составе РН "Зенит". Это потребовало создания универсального разгонного блока со стартовой массой 4...6 т для использования его в составе существующих, разрабатываемых и перспективных РН различного класса.
     Ряд организаций предложил создать малоразмерный РБ на основе имеющихся разработок с использованием токсичных высококипящих компонентов топлива (АТ, НДМГ, гидразин), хотя при модернизации старых и создании новых средств выведения крайне желательным было бы обеспечение их экологической чистоты. Поэтому использование таких компонентов топлива как керосин и кислород является предпочтительным.
     В конце 1992 г. в НПО "Энергия", ЦНИИМаш, НПО "Энергомаш" и НИИТП были проведены проектные проработки по созданию малоразмерного универсального РБ "Прорыв" на экологически чистых компонентах топлива, выполняющего функции как РБ, так и блока довыведения, в результате которых была доказана возможность создания универсального РБ с многократным запуском ДУ длительным пребыванием его в космосе для применения в составе существующих и разрабатываемых РН. Проработки по РБ "Прорыв" базировались на большом опыте работ НПО "Энергия" по созданию космических РБ, двигателей и ДУ с использованием кислорода и керосина в качестве рабочего топлива, а также на опыте НПО "Энергомаш" по созданию ракетных двигателей с высокими характеристиками. При разработке двигателя и ДУ РБ "Прорыв" предусматривалось использование как отработанных технических решений и материальной части, так и принципиально новых идей по запуску маршевого двигателя и работе его на основном режиме.
     В июне 1993 г. 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 использоваться в составе как существующих, так и разрабатываемых и перспективных РН среднего и тяжелого классов типа "Зенит", "Протон-М", "Энергия-М" и "Ангара". Использование РБ "Прорыв" в составе этих РН существенно расширило бы их возможности по доставке КА на различные целевые орбиты.
     Однако, на создание такого разгонного блока требуется около 5 лет, так как новый разгонный блок с вновь разрабатываемыми двигателем и системами требует длительной экспериментальной отработки и подготовки производства. Поэтому в начале 1994 г. 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" разрабатывался НПО им. Лавочкина, объединенная двигательная установка на базе многофункционального двигателя 11Д58МФ - НПО "Энергия". На орбиту с высотой перигея 600 и апогея 40000 км с помощью блока "ЛМ" планировалось выведение КА массой до 2,3 т.
     На втором этапе планировалась модернизация блока "ЛМ" с использованием вновь разрабатываемого двигателя РД-161 (типа используемого на РБ "Прорыв").
     Блок "ЛМ" мог быть создан за 2 года, так как большая преемственность по конструкции блока обеспечивалась ранее отработанными бортовыми системами. Многофункциональный двигатель 11Д58МФ создавался на базе отработанного и много лет эксплуатируемого двигателя 11Д58М с использованием богатого опыта по созданию 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 с длительностью функционирования до 2 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: для РН легкого класса типа Р-7 "Молния" и "Союз-2К" (блок "ЛМ"), для РН среднего класса "Зенит" (блок "ЛМ1"), для РН тяжелого класса "Ангара" (блок "ЛМ2") и "Энергия-М" (блок "ЛМ3").
     Модификации блока "ЛМ" создавались дооснащением или заменой соответствующих опорных и переходных отсеков, а также изменением или установкой 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 - выполнение задач по выведению тяжелых КА на заданные низкие и средние орбиты.

Разгонный блок Н14Б
     В 1992 г. был разработан эскизный проект разгонного блока Н14Б для третьей ступени РН "Энергия-М". РБ Н14Б предназначался для выведения КА массой 4,5 т с промежуточных орбит, формируемых 1 и 2 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 второй ступени РБ 204ГК путем дооснащения ее необходимыми аппаратурой и агрегатами для решения задач навигации, ориентации, управления движением, управления системами и агрегатами РБ, а также 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.
     Однако, в связи с недостаточным финансированием работы по РБ Н14Б были прекращены.

Разгонный блок 204ГК
     По мере развития космических аппаратов и средств их выведения возникла необходимость в увеличении энергетических возможностей разгонных блоков.
     В 1990 г. был разработан эскизный проект разгонного блока 204ГК для использования с РН "Энергия" для выведения на геостационарную орбиту универсальной космической платформы (УКП) массой 13-18 т.
     РБ 204ГК представлял собой двухступенчатый разгонный блок с максимальной унификацией 1 и 2 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 в части использования аппаратуры бортового комплекса управления, бортовой информационной системы, системы электроснабжения и радиосистем, установленных на УКП, для решения задач управления РБ, передачи телеметрической и приема командной информации на борт РБ и обеспечения электроснабжения систем РБ.
     Однако, в связи с отсутствием финансирования работ по РН "Энергия" разработка РБ 204ГК была прекращена.

Разгонный блок 315ГК
     Для расширения возможностей РН "Зенит" по выведению КА на различные орбиты было предложено использовать в качестве ее третьей ступени разгонный блок 315ГК.
     РБ 315ГК разрабатывался на базе разгонного блока 11С861 (блок "ДМ") с максимальной унификацией по конструкции базового модуля и систем РБ.
Отличительной особенностью РБ 315ГК было 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.
     В целях улучшения массово-энергетических характеристик разгонного блока 315ГК, а также для повышения его эксплуатационных и экологических показателей на нем предполагалось установить лифтовую систему управления, разматываемую НИИ АП на базе СУ РН "Зенит", которая управляет полетом всей РН с момента старта до увода РБ с целевой орбиты КА после его отделения, и создаваемый на базе двигателя 11Д58М многофункциональный двигатель 11Д58МФ, включающий блоки двигателей малой тяги, работающие на основных компонентах топлива.
     С помощью РБ 315ГК планировалось выведение на геостационарную орбиту КА массой порядка 1,5 т.
     В настоящее время принято решение о разработке РБ 315ГК по результатам проектирования разгонного блока для РКК морского базирования.

Разгонный блок "Бриз-М"
     Эскизный проект на "Комплекс разгонного блока для РН "Протон-М" разработан КБ "Салют" ГК НПЦ им. М.В.Хруничева в соответствии с тактико-техническим заданием N К-0649 в ноябре 1994 года.
     В эскизном проекте рассмотрены два варианта РБ:
     - двухступенчатый РБ с первой ступенью на базе РБ 11С824Ф и второй ступенью на базе РБ "Бриз";
     - одноступенчатый РБ "Бриз-М" на базе РБ "Бриз" с дополнительным топливным баком (данный вариант рассматривается разработчиком как основной).
     В зависимости от решаемой целевой задачи, выведение КА на различные орбиты может осуществляться с использованием одной из трех возможных комплектаций РБ:
     - РБ с дополнительным топливным баком (ДТБ), сбрасываемым в полете (при выведении КА массой до 6,0 т);
     - РБ с ДТБ, несбрасываемым в полете (при выведении КА массой более 6,0 т);
     - РБ без ДТБ (при выведении КА на низкие орбиты).
     Модульный блок представляет собой доработанный топливный отсек РБ "Бриз" (верхняя ступень РН "Рокот"), на наружной поверхности которого установлены бортовые приборы и аккумуляторные батареи. Топливные баки имеют совмещенное днище и нишу для установки маршевого двигателя. ДУ блока, работающая на высококипящих компонентах топлива АТ и НДМГ, позволяет осуществлять многократный запуск двигателя, а также управление ступенью на активных участках полета за счет установки маршевого двигателя С5.98 в карданном подвесе. Двигатели СООЗ 17Д58Э обеспечивают запуск, работу и выключение двигателей в условиях космического пространства. Кроме этого, ДУ РБ "Бриз-М" включает в себя и двигатели коррекции 11Д458.
     В состав РБ "Бриз-М" входят также система управления, система телеметрических измерений, аппаратура внешнетраекторных измерений и система электропитания.
     Основные технико-экономические характеристики РБ "Бриз-М" в составе КРН "Протон-М" приведены в таблице.

Основные технико-экономические характеристики РБ "Бриз-М"

     В ЭП на комплекс разгонного блока для РН "Протон-М" конструкторским бюро "Салют" определены основные направления работ по возможному усовершенствованию РБ "Бриз-М", к числу которых относятся:
     - оптимизация конструктивно-силовой схемы;
     - оптимизация гарантийных остатков в РБ;
     - совместная оптимизация программ управления РБ и точностных показателей при выведении на ГСО и ряд других.
     При условии обоснования и реализации дополнительных мероприятий по повышению энергетических характеристик РБ "Бриз-М" он может быть рассмотрен для использования также в составе КРК "Ангара" на начальном этапе его эксплуатации.

Разгонный блок "Фрегат"
     В 1993 году в рамках темы "Русь" НПО им. С.А.Лавочкина совместно с кооперацией был выпущен эскизный проект, в котором определены возможности создания и основные характеристики многоцелевого универсального разгонного блока "Фрегат", предназначенного для выведения КА различного назначения в составе модернизированной РН типа Р-7А.
     Универсальный РБ "Фрегат" создается на базе существующих агрегатов, узлов и систем, а именно, автономной двигательной установки КА "Фобос".
     Маршевый двигатель, двигатели малой тяги и элементы автоматики ДУ изготавливаются КБХМ.
     Комплекс командных приборов и бортовой вычислительный комплекс РБ "Фрегат" создается НПО АП на базе системы управления РН "Зенит".
     Радиотелеметрическая система разработана РНИИ КП и серийно выпускается промышленностью.
     В состав разгонного блока "Фрегат" входят:
     - маршевая двигательная установка;
     - двигательная установка стабилизации, ориентации и обеспечения запуска (ДУ СОЗ);
     - система управления;
     - радиотехническая система управления и контроля головного блока;
     - антенно-фидерная система;
     - система обеспечения терморегулирования (СОТР);
     - система электропитания;
     - переходник с системой отделения для установки и отделения полезного груза.
Возможности РН "Союз-2" с РБ "Фрегат" по выведению КА на заданные орбиты, заявленные НПО им. С.А.Лавочкина, представлены в табл. 2.24.2.

Таблица 2.24.2.

     *) прямая схема выведения
     **) по трассе выведения, соответствующей i=91,9 град.
     ***) по трассе выведения, соответствующей i=81,4 град.

Таблица 2.24.3.

     *) Различная масса РБ обусловлена:
     - типом радиотехнической системы (Квант-ВД или Ленплес);
     - массой источников питания, зависящей от длительности выведения;
     - различным запасом топлива.

     К настоящему времени на РБ "Фрегат" выпущена конструкторская документация, разрабатывается эксплуатационная документация, в основном завершена технологическая подготовка производства, осуществляется изготовление экспериментальных изделий.
     Кроме того, НПО им. С.А.Лавочкина провело проектные оценки возможности выведения КА на заданные орбиты РН "Протон" ("Протон-М") и "Зенит" при помощи РБ "Фрегат" увеличенной заправки - РБ "Фрегат-2" и выпустило инженерную записку. По мнению разработчика, ориентация на РБ "Фрегат-2" позволит отказаться от использования в составе РН "Протон" ("Протон-М") эксплуатируемого одноступенчатого РБ 11С861, значительно повысив при этом энергетические возможности РН.
     Масса КА, выводимая на ГСО различными РН с РБ "Фрегат-2" составит:
     - РН "Протон-М" не менее 4000 кг;
     - РН "Зенит" не менее 2550 кг;
     - РН "Ангара" (при старте с космодрома "Плесецк") не менее 3750 кг.

     РБ "Фрегат-2" представляет собой дальнейшее развитие РБ "Фрегат" и конструктивно состоит из двух ступеней:
     I ступень - сбрасываемый блок баков;
     II ступень - штатный РБ "Фрегат".
     Масса активного топлива в сбрасываемом блоке баков 9,0-14,0 т. Разность заправки обеспечивается применением цилиндрических вставок на торовых баках "О" и "Г". Конечная масса 1 ступени - 700-950 кг. Цилиндрический насадок позволяет увеличить удельный импульс тяги ДУ разгонного блока до 350 с.
     По оценке НПО им. С.А.Лавочкина энергетические возможности РБ "Фрегат-2" практически эквивалентны РБ такой же размерности на компонентах топлива водород+кислород. При этом стоимость разработки и серийного образца РБ "Фрегат-2" в 10-15 раз ниже стоимости разработки и серийного образца кислородно-водородного разгонного блока.
     В дальнейшем НПО им. С.А.Лавочкина планируется провести следующие мероприятия по улучшению характеристик РБ "Фрегат":
     - введение в маршевую ДУ бустеров для снижения давления наддува в баках;
     - применение более эффективных конструкционных материалов (алюминиевого сплава 01570 вместо АМГ-6);
     - повышение удельного импульса тяги маршевой ДУ с 327 с до 350 с за счет введения насадка ДУ;
     - снижение массы бортовых систем (замена системы "Квант-ВД" на систему "Регул");
     - переход на использование бесплатформенной системы управления с БЦВМ разработки НПО АП.
     Вышеперечисленные мероприятия, по оценке разработчика, позволят повысить массу выводимого полезного груза на 250-300 кг.

Далее...