" Ангара-М "

Новая технология создания семейства многоразовых ракет-носителей "Ангара-М"

Начиная с 1999 года ГКНПЦ им. М.В. Хруничева совместно с МВЗ им. М.Л. Миля и НИИ Парашютостроения рассматривает возможность создания на базе универсального ракетного модуля первой ступени семейства РН "Ангара" многоразовых ускорителей, спасаемых методом вертолетного подхвата, для преобразования семейства одноразовых РН "Ангара" в семейство многоразовых РН. 

Благодаря применению новой концепции многоразовости и новых технических решений, защищенных патентами, даже при незначительном потребном ресурсе многоразовых ускорителей, составляющем всего 5 пусков, интегральные характеристики упомянутого семейства многоразовых РН будут превышать заявляемый уровень перспективных отечественных и зарубежных многоразовых транспортных космических систем (МТКС). 

                                                            Ан-225 “ Мрия “ с ОКК “ Буран “ 

                                                            космический корабль “ Буран “ 

                                                            “ Ангара “ на стартовом столе  

                                                                                старт “ Ангары “

К основным достоинствам разрабатываемого семейства многоразовых РН "Ангара" можно отнести:

• охват широкого спектра полезной нагрузки (легкий класс до 3,5 т, средний класс до 13,5 т, тяжелый класс до 23,75 т);
• малые сроки реализации проекта;
• низкие затраты на НИОКР;
• высокая преемственность с семейством одноразовых РН "Ангара";
• в основном, использование только существующих и отработанных систем, технологий и материалов;
• безопасность, в т.ч. экологическая.

Государственный космический научно-производственный центр им. М.В. Хруничева в рамках проекта "Ангара" ведет разработку семейства ракет-носителей (РН), ключевым звеном которого является универсальный ракетный модуль (УРМ).

 УРМ представляет собой основу для построения ускорителей РН. В зависимости от необходимой грузоподъемности РН ступени комплектуются из одного, трех или пяти таких ускорителей (см. рис. 1).

Рис. 1

Табл. 1

Путем кардинального улучшения экономических показателей семейства РН "Ангара" является разработка технологии возвращения и повторного использования их наиболее дорогостоящих частей - ускорителей первых ступеней, которая позволит существенно, в несколько раз, сократить затраты на выведение в космос полезных грузов. В условиях ограниченных финансовых возможностей разработка такой технологии представляется экономически целесообразной при использовании технических решений, обеспечивающих:

• сохранение и дальнейшее развитие заложенной в семейство РН "Ангара" стратегии поэтапного развития;
• высокую степень преемственности с семейством базовых (одноразовых) РН "Ангара";
• высокие летно-технические характеристики (ЛТХ) РН;
• минимальные затраты на разработку и экспериментальную отработку;
• минимальный технический риск;
• безопасность, в том числе и экологическую, экспериментальной отработки и эксплуатации.

Вариантом практической реализации технологии возвращения и повторного использования может стать создание комплекса средств обеспечения многократного использования ускорителей первой ступени (в дальнейшем КОМПЛЕКСа), концепция которого состоит в разделении общей задачи возвращения ускорителей на частные задачи: торможение в атмосфере, посадку и транспортировку на космодром. 

                                                                    УРМ-1( на испытательном стенде )

При этом, относительно простая задача торможения возлагается на бортовую часть КОМПЛЕКСа, а задачи посадки и транспортировки - на его наземную часть.
В соответствии с этой концепцией авторами, при использовании консультаций с ведущими специалистами МВЗ им. Миля и НИИ Парашютостроения, был разработан облик КОМПЛЕКСа, схема функционирования которого на примере РН "Ангара-А5" представлена на рис. 2. Компоновка бортовой части КОМПЛЕКСа приведена на рис. 3.

Рис. 2

Старт многоразовых ускорителей 1-й ступени в составе РН (поз. 1 рис. 2) производится с универсального стартового комплекса, разработанного для семейства одноразовых РН "Ангара".
В соответствии с циклограммой выведения через 3,5 мин после старта на высоте 86 км при скорости 2820 м/с происходит отделение от РН отработавших ускорителей (масса каждого на момент отделения около 10 т) (поз. 2 рис. 2), после чего включается реактивная система управления (поз. 3 рис. 2), отклоняются и фиксируются в раскрытом положении стабилизирующие щитки.
В процессе предварительного торможения реактивная система управления в течении около 4 мин ориентирует ускоритель хвостовым отсеком по полету (поз. 4 рис. 2) и поддерживает эту ориентацию до входа в плотные слои атмосферы (поз. 5 рис. 2), где поддержание ориентации ускорителя происходит уже за счет стабилизирующих щитков, а торможение ускорителя - в основном за счет воздействия потока на теплозащиту хвостового отсека и стабилизирующие щитки. Ориентировочно через 6…7 мин после отделения от РН ускорители снизятся до высоты 10 км, где их скорость составит около 200 м/с.
На рис. 4 приведена схема предварительного торможения многоразового ускорителя.

Рис. 4

Парашютирование ускорителя (поз. 6 рис. 2) начинается с высоты 10 км, когда по команде от барометрического датчика вводится в действие парашютная система (ПС). Схема парашютирования многоразового ускорителя приведена на рис. 5.

Рис. 5

Вытяжная и тормозная ПС представляют собой облегченный вариант существующих ПС, разработанных НИИ Парашютостроения. Основная ПС - пятикупольная, каждый купол которой имеет площадь 1000 м2 и представляет собой основную ПС космического корабля "Союз".
Подхват ускорителей (поз. 7 рис. 2) предполагается осуществлять вертолетами над территориями, отведенными для полей падения одноразовых ускорителей первых ступеней семейства РН "Ангара". В ходе работ над проектом КОМПЛЕКСа был спроектирован облик средств обеспечения подхвата, позволяющих исключить доработку серийных вертолетов под задачи подхвата. Схема подхвата многоразового ускорителя приведена на рис. 6.

Рис. 6

На момент старта РН вертолеты находятся на высоте 3...3,5 км на границах предполагаемых зон подхвата, координаты которых могут быть определены расчетным путем до пуска РН. На протяжении 9,5…10,5 мин с момента старта до момента задействования ПС координаты зон подхвата могут уточняться по показаниям телеметрии.
После задействования ПС координаты зон подхвата ускорителя снова уточняются и осуществляется их распределение между вертолетами. Уточнение координат зоны подхвата может производиться по сигналам радиомаяков ПС.
Для более точного определения координат зон подхвата возможно использование системы спутниковой навигации на основе российской ГЛОбальной НАвигационной Спутниковой Системы (ГЛОНАСС) и американской Global Positioning System (GPS). Эти системы имеют очень высокие показатели точности определения координат и скорости. ГКНПЦ им. М.В. Хруничева имеет опыт использования на разгонном блоке "Бриз-М" навигационной системы на основе приемника спутниковых сигналов ГЛОНАСС/GPS, которая формирует кадр навигационной информации и встраивает его в поток телеметрической информации, идущей на Землю.  

                                                                                     “ Бриз-М “

В течение 8…9 мин многоразовые ускорители парашютируют до высоты, где их скорость будет приемлемой для осуществления подхвата, а вертолеты корректируют свое положение.
В зоне подхвата происходит обнаружение ускорителя экипажем вертолета. Вертолет выравнивает скорость снижения со скоростью парашютирования ускорителя и, маневрируя в горизонтальной плоскости, осуществляет механическое зацепление ускорителя. Схема механического зацепления многоразового ускорителя вертолетом приведена на рис. 7.

Рис. 7

Для облегчения процесса обнаружения возможно использование приборов "ночного видения", радио-локационных средств, навигационной спутниковой системы и др., что, как ожидается, позволит осуществлять подхват в любое время суток в широком диапазоне метеоусловий.
На начальном этапе эксплуатации КОМПЛЕКСа предполагается производить подхват в ручном режиме с последующей его автоматизацией. Для автоматизации процесса подхвата возможно использование системы удержания цели.
По предварительной оценке вероятность подхвата ускорителя составит не менее 80%.
Для обеспечения максимальной безопасности вертолета и экипажа при осуществлении операций подхвата ускорителей предусматривается:

• разведение ускорителей по высотам за счет индивидуальной настройки барометрических датчиков, вводящих в действие ПС;
• использование специальных разрушающихся элементов, которые обеспечат отсоединение ускорителя от вертолета при возникновении нагрузок, превышающих допустимые;
• использование устройства экстренной отцепки ускорителя в случае возникновения нештатной ситуации.

После механического зацепления вертолетом ускорителя его парашютная система автоматически отсоединяется, и ускоритель буксируется на посадочную площадку для укладки и последующего отцепления от вертолета.
Укладка ускорителя (поз. 8 рис. 2) производится по специально разработанной технологии, позволяющей исключить его повреждение. Посадочная площадка может быть расположена вблизи станции железной дороги, аэродрома.
Послеполетное обслуживание ускорителя осуществляется на посадочной площадке и включает в себя операции по выключению бортовых систем, внешнему осмотру, подготовке к транспортировке и размещению в транспортном контейнере.
Транспортировка ускорителей на космодром (поз. 9 рис. 2) может производиться железнодорожным и авиационным транспортами.
Предполетное обслуживание ускорителей (поз. 10 рис. 2) может производиться на техническом комплексе, разработанном для семейства одноразовых РН "Ангара".
Для облегчения диагностики система управления возвращением может быть снабжена средствами накопления данных о внешних факторах, воздействующих на ускоритель ("черным ящиком").
Транспортировка РН на стартовый комплекс осуществляется на транспортно-установочных агрегатах, разработанных для семейства одноразовых РН "Ангара".
После каждого пуска РН среднего и тяжелого класса в целях сокращения потребного ресурса многоразовых ускорителей предполагается замена наиболее "старого" ускорителя первой ступени на новый с последующим использованием УРМ замененного ускорителя в составе центрального блока, выполняющего функции одноразового ускорителя второй ступени. Такая замена позволяет ограничить потребный ресурс УРМ 5-ю пусками с соответствующими выигрышами в летно-технических характеристиках, технологичности, надежности и безопасности, и при этом достигнуть максимально возможной экономической эффективности.

Анализ компоновки (см. рис. 3 ОПИСАНИЯ) показал возможность оснащения ускорителей бортовой частью КОМПЛЕКСа с минимальными доработками УРМ и комплекса наземного обеспечения.
Схема предварительного торможения многоразового ускорителя (см. рис. 4 ОПИСАНИЯ) была исследована в ряде НИР, выполненных по заказу ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, как средство уменьшения полей падения одноразовых ускорителей первых ступеней семейства РН "Ангара". Результаты НИР показали, что в процессе атмосферного спуска могут быть снижены действующие на ускорители нагрузки до значений, допустимых для повторного использования, а поля падения ускорителей могут быть сокращены до размеров 14х12 км.
Анализ процессов подхвата парашютирующего ракетного ускорителя вертолетом Ми-26 (см. рис. 6, 7 ОПИСАНИЯ) и укладки подхваченного ускорителя на посадочную площадку, проведенный специалистами МВЗ им. М.Л. Миля совместно с авторами и специалистами НИИ "Парашютостроения", показал, что при наличии финансирования создание средств спасения отработавших ускорителей может быть успешно реализовано.

                                                             МИ-26 с самолётом на внешней подвеске

Официальное мнение Генерального конструктора МВЗ им. М.Л. Миля - Самусенко А.Г. опубликовано в журнале "Новости космонавтики" №3, 2002 г.
ГКНПЦ им. М.В. Хруничева проводит НИР по углубленному исследованию характеристик спасаемых методом вертолетного подхвата многоразовых ускорителей 1-ых ступеней семейства РН "Ангара". Работа находится на стадии завершения.

Предлагаемая технология возвращения и повторного использования отработавших ускорителей позволяет осуществить трансформацию семейства одноразовых РН "Ангара" в семейство многоразовых РН (см. рис. 1 и табл. 1 ОПИСАНИЯ) путем поэтапного наращивания структуры бортовой и наземных частей КОМПЛЕКСа. Так, оснащение ускорителей лишь бортовой частью КОМПЛЕКСа позволит, по крайней мере, существенно уменьшить поля падения и упростить утилизацию одноразовых ускорителей, повышая тем самым экологические характеристики РН. На начальном этапе эксплуатации КОМПЛЕКС может быть ориентирован на многократное использование лишь одного ускорителя, например, РН легкого класса, с арендой одного вертолета. При этом, после возмещения затрат (ориентировочно через 5…10 пусков РН), полученная дополнительная прибыль может быть направлена на развертывание КОМПЛЕКСа в полном объеме.
Общая масса бортовой части КОМПЛЕКСа не превысит 13% "сухой" массы одноразового ускорителя, что, в свою очередь, предопределит высокие ЛТХ семейства многоразовых РН, которые будут практически полностью идентичны ЛТХ семейства одноразовых РН "Ангара" (см. таб. 1 ОПИСАНИЯ). 

Разработка элементов и экспериментальная отработка основных этапов функционирования КОМПЛЕКСа (в т.ч. парашютирование имитаторов ускорителей, их подхват и укладка на посадочной площадке) могут быть осуществлены с минимальными затратами, в сжатые сроки и не дожидаясь ввода в эксплуатацию РН, ее стартового и технического комплексов. Также важной особенностью КОМПЛЕКСа является возможность проведения его летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) в ходе коммерческих или федеральных пусков РН.
Создание КОМПЛЕКСа связано с минимальным техническим риском. Так утрата многоразового ускорителя во время испытаний или в процессе эксплуатации не может существенно повлиять на коммерческую эффективность КОМПЛЕКСа в целом, поскольку стоимость его бортовой части незначительна. При создании наиболее дорогостоящих элементов КОМПЛЕКСа - вертолетов подхвата - без доработок используются образцы техники отечественной разработки, находящиеся в эксплуатации и имеющие большой опыт применения. Количество циклов (до 5-ти) использования ускорителей вполне достижимо уже на сегодняшний день.
По предварительной оценке стоимость эксплуатации КОМПЛЕКСа составит не более 10% стоимости изготовления ускорителей, что позволит в 2…3 раза сократить затраты на выведение в космос полезных грузов.

Представленная технология возвращения и повторного использования ускорителей экономически эффективна и может быть реализована в сжатые сроки, в том числе и в условиях нынешнего состояния дел в ракетно-космической техники. Вместе с тем, используемые в этой технологии концептуальные и технические решения перспективны и в будущем, поскольку избавляют многоразовую РН от большого числа несвойственных ей, как транспортному средству, систем и связанных с этими системами весовых, энергетических, технологических и эксплуатационных затрат, а элементы технологии могут применяться для создания многоразовых транспортных кораблей снабжения орбитальных станций, спасения полезных грузов в случае аварийной ситуации на этапе выведения и др. 

Подхват объектов имеет большую историю применения. Так, по данным фирмы All American Engineering, в период с 1938 г. по 60-е годы проведено около 1,5 млн. операций подхвата самолетами и вертолетами контейнеров с почтой массой 22,5 кг, различных грузов массой до 227 кг, самолетов массой до 5,4 т и планеров массой до 8,2 т. Также подхватывались орбитальные космические аппараты, капсулы, носовые обтекатели, вертолеты, самолеты и другие объекты. По данным "Technol. Week", 1966, Sept., и "Aviation Week", 1966, Sept., №11, №12, общее число подхватов в воздухе насчитывает 2 млн.
По данным "Technol. Week", 1966, 19, №12, 32, 34, фирмы All American Engineering и Pioneer Parachute осуществили программу из 5000 подхватов парашютирущих контейнеров ИСЗ типа Samos и Discoverer. Эти же фирмы предлагали использовать подхват для спасения ступеней РН TITAN IIIC, КК Gemini и Apollo с экипажем, экипажа обитаемой орбитальной станции MOL.
Надежность систем подхвата достаточно высока. Например, по данным "Rech. Spatiale", 1963, 2, №10, вероятность подхвата самолетами С-130В парашютирующих контейнеров разведывательных ИСЗ Samos составляла 75-88%. По данным "SAE Journal", 1965, 73, №10, в 60-х годах разрабатывались проекты систем подхвата самолетами Lockheed C-141 Starlifter парашютирующих объектов (ступеней РН, транспортных КА, пилотируемых ИСЗ и т.д.) массой до 5450 кг с вероятностью 99%.
Системы подхвата применялись и у нас в стране. В 1984 г. ЛИИ им. Громова, МВЗ им. Миля и НИИ Парашютостроения разработали и испытали систему подхвата объектов массой 300-500 кг вертолетом Ми-8Т. Однако из-за отсутствия финансирования дальнейшие работы были прекращены. 

                                                                  МИ-8Т с контейнером на внешней подвеске

                                                                       космодром “ Плесецк “ 

                               " Ангара-5 " в монтажно-испытательном кмплексе космодрома " Плесецк "