Главная » 2014»Январь»7 » Очередной зигзаг космической политики, часть 5, заключительная
22:50
Очередной зигзаг космической политики, часть 5, заключительная
Всё это довольно-таки удивительно…
Итак, заканчиваем наш, так сказать, критический анализ техники, на разработку которой Роскосмос в 2006 году выделил 800 и 145 млн рублей. Напомню, деньги эти выделены были не на создание – это было бы вовсе смешно, – но лишь на эскизное проектирование, соответственно, пилотируемого космического корабля нового поколения и ракеты-носителя для него.
В первой части я выразил удивление, до чего же не похожи вновь разрабатываемые машины на то, что делалось до сих пор. Космический аппарат (напомню, он называется ПТК НП)) ни в малейшей дозе не похож на растрезвоненный в начале тысячелетия крылатый, много-многоразовый «Клипер»; и принципиально не похож на «Союз»…
Да, ПТК НП принципиально другой, чем «Союз», хотя внешне его слегка и напоминает. Потому что в нём отринута идея парашютной посадки в пользу посадки ракетной, а это две большущие разницы. А если уж говорить о внешнем сходстве, то значительно больше он похож на американский «Орион», чем на до сих пор благополучно летающий «Союз».
А ракета-носитель (РН) с рабочим названием «Русь-М» тоже до крайности не похожа на «Союз», только в данном случае не на КА «Союз», а на РН «Союз». И я дивился: откуда ж они взялись?
Впрочем, сходство нашего ПТК НП с «Орионом» мы отметили во второй части. А предметом удивления там был вопрос: зачем нужно облетать Луну, не садясь на неё? Или: почему хотя бы в общих чертах нам не рассказывают, что будет добавлено к ПТК НП, чтобы с его помощью можно было высадиться на Луну? Хоть бы сказали, что в будущем, за следующие деньги, спроектируем… Нет, не сказали.
Ну, а в третьей и четвёртой частях мы конкретно беспокоились насчёт ракетной системы посадки КА.
На чём, собственно, с ПТК НП и покончили. Осталась нам ракета-носитель.
***
Масштабная модель «Русь-М» на МАКС-2009
«Русь-М», точнее, та её конфигурация, которая призвана носить новый ПТК НП, – это она на картинке – не похожа ни на одну из отечественных ракет-носителей. Зато она, со своими двумя «боковушками», похожа на некоторые типы семейства «Ариан» и, в особенности, на «Атлас-Хеви». Заявленная полезная нагрузка – 23,8 т.
Три универсальных ракетных блока, из которых состоит 1-я ступень, имеют каждый по одному двухкамерному кислородно-керосиновому двигателю РД-180. Совокупная тяга на старте – 916,5 т при стартовой масса всей системы 673 т. Тяговооружённость получается хорошая, я подсчитал, она равна 1,36.
Надо, правда, учесть, что, в отличие от «далеко зашедшей» «Ангары», агрегаты которой уже проходят огневые испытания, на «Русь» ещё только «отстегнованы» деньги для эскизного проектирования; и сколько там получится в конце концов стартовый вес, это ещё видно будет. Ну ладно, пока мы это провокационное предположение в расчёт брать не будем.
Итак, тяговооружённость 1,36. При штатной работе всё будет в порядке, особенно если ветра нет. При ветре же ракету начнёт кренить, и тут уж всё зависит от того, что в авиации называется запасом рулей.
Дело в том, что интенсивность ветрового крена зависит от формы «профиля» ракеты. Если ракета похожа на карандаш, как, скажем, «Зенит» или тот же «Тополь», то ветер давит на неё примерно одинаково по всей высоте. И тогда его влияние сводится преимущественно к сносу ракеты параллельно самой себе. А вот если у вас широкий низ и узкий верх – а именно так выглядит конструкция с боковыми блоками, – то получается разная парусность по высоте. Нижняя часть с её боковушками «ловит» больше ветра, чем узкая верхняя часть, соответственно, на неё действует бОльшая сила, и возникает момент, стремящийся развернуть ракету вокруг центра тяжести в вертикальной плоскости.
Этот разворачивающий момент должен парироваться противоположно направленным управляющим моментом. «Русь-М», конечно, в этом смысле не исключение. Каждая из камер каждого из трёх её РД-180 может качаться в двух плоскостях, и уж наверное специалисты просчитали, чтобы этого «запаса рулей» хватало для разумных значений скорости ветра. Так что, думаю, с этим проблем не будет, во всяком случае, в разрешённом для пусков диапазоне скоростей ветра.
А вот что будет в случае отказа двигателя…
Давайте теперь посмотрим на «Ангару».
Макет «Ангары-5», тоже на МАКСе
О том, что первая и главная часть «Ангары» – УРМ, снабжённый штатным двигателем, – прошёл огневые испытания, мы уже знаем из 1-й части этой статьи. Это уже немалый плюс в пользу этой ракеты в сегодняшних наших, скажем так, стеснённых условиях. Но сейчас речь не об этом; мы сравниваем две машины.
Насчёт ветровой нагрузки. По форме ракеты сходны, и проблемы у них одинаковые. Небольшой плюс есть у «Ангары»: она на 6,8 м (т.е. на 11%) короче. Значит, плечо разворачивающего момента у неё примерно на 5% меньше, значит, на столько же меньше нужно давать компенсирующей силы, значит, на столько же больше останется на долю подъёмной силы. То есть, пусть не намного, но безопаснее. Есть некоторое количественное различие в пользу «Ангары».
А вот с отказом одного двигателя различие похоже на качественное. «Ангара» на старте весит 773 т, а тягу имеет 980 т. То есть тяговооружённость 1,267. Меньше, чем у «Руси». Но у неё на старте работают пять двигателей. Если один вырубится, то останется 80% тяги. Остаточная тяговооружённость – 1,0134. Само по себе это проблему не решает: часть вертикальной тяги придётся отдать на компенсацию «роняющего» момента, в результате вертикальная тяга, скорее всего, стала бы меньше веса, и ракета никуда бы не полетела, а осталась жечь стартовое сооружение. Но! Не полетела бы, если бы не одно обстоятельство, ранее не упомянутое.
Дело в том, что на обеих ракетах двигатели 1-й ступени имеют возможность глубокого дросселирования. РД-180, которые у «Руси», допускают изменение тяги в пределах от 40 до 100% от максимальной рабочей. А у РД-191 (это движок первой ступени «Ангары») – от 30 до – внимание! – до 105%.
Вот это 5% избытка и могут сыграть решающую роль. Ракета, пусть медленно, пусть по дуге, станет уходить от стартового стола. И поэтому: 1) исключит или уменьшит разрушения на старте и 2) даст больше времени для успешного срабатывания системы аварийного спасения экипажа.
А в случае отказа одного двигателя на более поздних стадиях выведения «Ангара» вообще может обеспечить штатное выполнение задания – в отличие от «Руси». Вот смотрите.
Ракета летит, набирает высоту, топливо вырабатывается, она легчает, тягу можно потихоньку снижать. Её и снижают. И вот берём ситуацию.
Ракета гремит, набирает высоту и весит уже только 90% от стартовой массы. Для «Руси» – примерно 606 т. Сломался один из крайних двигателей. Оставшиеся обеспечивают тягу 630 т. (Потому что тяга уже больше стартовой, мы уже на некоторой высоте, там противодавление воздуха на сечение сопла меньше, вот тяга и повышается). Мы спасены!
Нет, не спасены. Потому что возникает асимметрия тяги, тот же разворачивающий момент, сопла оставшихся двигателей приходится наклонять вбок для компенсации, и вот уже вертикальной составляющей тяги для полёта вверх не хватает. Начинается полёт вниз. Экипаж спасён, задание не выполнено.
На более раннем этапе, при, скажем, 95% стартового веса, – тем более.
Теперь возьмём те же 90% от начального веса у «Ангары». То есть 696 т. Ломается один из боковых двигателей. Остаётся тяги примерно 800 т. А вот этого уже хватит и на компенсацию разворота, и на продолжение подъёма. Так как выключившийся двигатель перестаёт кушать как горючее, так и окислитель, то мы ещё можем долететь до целевой орбиты. Не всегда, но можем. Такие случаи рассчитываются загодя, программы их реализации лежат в памяти БЦВМ и запускаются мгновенно.
А ещё вспомните возможность пятипроцентного форсирования у РД-191...
***
Пожалуй, это всё, что я хотел сказать. Во всяком случае, в плане технического сравнения двух конкурирующих изделий. У меня получается, что технически «Ангара» лучше. Поскольку ещё на заре моей инженерской юности меня приучили считать, что обеспечение безопасности полёта должно обеспечиваться разработчиком на всех этапах полёта и контролироваться заказчиком на всех этапах проектирования. Безопасность экипажа как абсолютный императив – что, надеюсь, будет соблюдено на обеих ракетах. И максимально достижимая вероятность выполнения задачи – что, как я хотел показать, по-моему, лучше обеспечивается «Ангарой».
А дальше… Блоки «Ангары» имеют диаметр 2,9 м. Оборудование для изготовления обечаек таких размеров чрезвычайно громоздкое, сложное и дорогое, и персонал требуется подготовленный. «Ангара» – хруничевская ракета, а на «Хруничеве» рутинно делают «Протоны», диаметр блоков которых – 4,1 м. Так что там 2,9 сделать смогут.
А на «Прогрессе» делают «Союзы», а у них диаметр – 2,95 м. А у «Руси» – 3,8 м. Да, давным-давно там делали «Энергию» с диаметром почти 10 м, но – мы уверены, что после всяких Бурбулисов эти установки сохранились? А персонал? Я – не уверен. Ну совсем не уверен я. А на «Энергии» вообще давным-давно не делают никаких ракет. А про участие ГКНПЦ им. Хруничева в программе нового носителя я ничего не слышал. А вы?
***
Да, а тут как раз недавно (помним! Это 2010 год!) Обама решил подзавязать с Луной. Хорошая новость для «Энергии» и «Прогресса». Деньги-то, небось, уже получены, ну хоть какая-то часть. А работу, глядишь, и отменят…
Если вы считаете, что данный текст или изображения нарушают ваши авторские и/или смежные права,
сообщите об этом администрации сайта через Гостевую книгу или на e-mail vemsev@gmail.com для принятия мер по устранению нарушения.
