Ракета-носитель "Ангара"

     Работы по космическому ракетному комплексу тяжёлого класса "Ангара" проводились на основании Постановления Правительства Российской Федерации от 15 сентября 1992 г.
     В соответствии с техническим заданием цель работ состояла в определении наиболее рационального варианта перспективного комплекса ракеты-носителя тяжёлого класса, обеспечивающего гарантированный доступ Российской Федерации в космическое пространство, её 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", ГК НПЦ им. М.В. Хруничева и ГРЦ "КБ им. академика В.П. Макеева".
     В январе-апреле 1993 г. были разработаны технические предложения, а в июне-декабре - материалы эскизного проекта в объёме 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). 1 ступень ракеты-носителя состояла из трёх блоков, каждый из них имел один двухкомпонентный двигатель РД-180 тягой 390 т на Земле, разрабатываемый НПО "Энергомаш" на базе двигателя 11Д521. 2 ступень - моноблочная - имела двигатель РД-146 (11Д123) тягой 90 т на Земле, применяемый на 2 ступени РН "Зенит", и четырёхкамерный рулевой двигатель РД-134Р разработки НПО "Энергомаш" или РД-451 разработки КБ "Химавтоматика" тягой 35 т. Особенностью блока 2 ступени была возможность его повторного включения, чем исключалось необходимость разгонного блока при выведении космических аппаратов на средние, в том числе круговые орбиты, с высотой до 1500...2000 км.
     Диаметр блоков ступеней составлял 3,9 м, что позволяло транспортировать их полностью собранными железнодорожным транспортом без остановки встречного движения.
     Двигатели на боковых блоках 1 ступени устанавливались со смещением к продольной оси ракеты-носителя, что позволяло проводить запуск ракеты-носителя со стартового комплекса РН "Зенит" с минимальной его доработкой.
     При выведении на высокоэнергетические, включая геостационарные, орбиты на первом этапе предусматривалось использовать модифицированный кислородно-керосиновый разгонный блок Н12Р, разрабатываемый на базе блока "ДМ", на втором - кислородно-водородный разгонный блок "Ястреб" с высокими характеристиками и перспективным двигателем тягой 4 т разработки КБ "Химавтоматика".
     Блочный принцип построения компоновочной схемы ракеты-носителя давал возможность разработки на её 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 г. Ю.П.Семёновым (НПО "Энергия") и И.И. Величко, (ГРЦ "КБ им. академика В.П.Макееева") было принято решение о совместной разработке ракетно-космического комплекса тяжёлого класса в кооперации с традиционными для них предприятиями-соисполнителями Российской Федерации. В феврале-апреле 1994 г. было разработано дополнение к материалам эскизного проекта первого этапа. По конструктивно-компоновочной схеме предложенная к разработке ракета-носитель практически не отличалась от РН НПО "Энергия" и лишь незначительно уточнялась компоновка блока 2 ступени.
     Основные замечания, указанные в выводах Межведомственной экспертной комиссии (июнь 1994 г., председатель В.А.Меньшиков) по результатам рассмотрения предложенных на конкурс эскизных проектов, сводились к тому, что совместный проект НПО "Энергия" и ГРЦ "КБ 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, а, проект ГК НПЦ им. М.В.Хруничева с учетом использования водорода потребует развития инфраструктуры, обеспечивающей производство, транспортирование и заправку РН на космодроме, что усложнит и увеличит стоимость создания и эксплуатации КРК.
     Комиссия отметила, что проведенный комплексный анализ предложенных вариантов КРК тяжёлого класса позволяет выявить некоторое предпочтение комплекса на базе РН "Ангара" разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, обусловленное главным образом высоким энергомассовым совершенством РН, максимальным использованием существующего задела по двигательным установкам и системе управления.
     Совместным решением ВКС МО и РКА о создании космического ракетного комплекса "Ангара" (сентябрь 1994 г.) головным разработчиком комплекса в целом был определен ГК НПЦ им. М.В. Хруничева.
     В соответствии с разделением работ основными предприятиями-соисполнителями при разработке ЭП КРК тяжёлого класса "Ангара" явились:
     - по 2 ступени РН - РКК "Энергия" с собственной кооперацией;
     - по двигательной установке 1 ступени - КБЭМ;
     - по маршевому двигателю 2 ступени - КБХА;
     - по стартовому и техническому комплексам - КБТМ;
     - по системе управления - НПО АП и НПО А, МОКБ "Марс";
     - по телеметрическим системам - НПО ИТ.

     В проектных материалах получили дальнейшее развитие и детализацию технические решения по варианту КРК, выбранному по результатам конкурсного рассмотрения ЭП I этапа в рамках МВЭК в качестве базового для дальнейшего проектирования, в том числе:
     - по конструктивно-компоновочной схеме РН, предусматривающие использование на 1 ступени жидкого кислорода и керосина, а на 2 ступени - жидких кислорода и водорода;
     - по использованию в качестве маршевых двигателей существующих ЖРД 11Д520 и 11Д122 с незначительными доработками;
     - по конструкции РН и наземных комплексов, направленные на использование существующего задела по наземному комплексу РН "Зенит" и универсальному наземному комплексу, создаваемого по теме "Универсал";
     - по транспортированию РН железнодорожным транспортом.
     При этом в рамках сформированного облика КРК были рассмотрены альтернативные варианты ряда технических решений, в том числе:
     - представлены два варианта конструкции 2 ступени РН, отражающие различные подходы РКК "Энергия" и КБ "Салют" к изготовлению, экспериментальной отработке и эксплуатации ступени;
     - проработаны три варианта системы управления (НПО А, НПО АП и МОКБ "Марс");
     - предложены три варианта выполнения связи РН со стартовым комплексом: с частичным использованием элементов связи, применяемых для РН "Зенит", со сбрасываемым в полёте заправочным модулем и с использованием кабель-заправочной башни.

     Первая ступень РН "Ангара" имеет три топливных модуля диаметром 3,9 м каждый: два боковых - для окислителя и один центральный - для горючего. Ступень оснащается четырёхкамерным ЖРД 11Д174, являющимся модификацией двигателя 11Д520 разработки КБ "Энергомаш", применяемого в настоящее время на РН "Зенит".
     Маршевый ЖРД РД-174 - четырёхкамерный, с общим турбонасосным агрегатом, двумя газогенераторами и комплексом агрегатов автоматики многократного действия. Двигатель выполнен по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа, предусматривается поворот каждой камеры в тангенциальной плоскости на угол до ±6°.
     Вторая ступень, аналогично первой, имеет также три топливных модуля с сохранением диаметра 3,9 м по каждому: два боковых - для горючего и один центральный - для окислителя. Ступень оснащена кислородно-водородным ЖРД 11Д122А, являющимся модификацией двигателя 11Д122 разработки КБ "Химавтоматика", применяемого на 2 ступени РН "Энергия" и "Энергия-М" и прошедшего все виды испытаний, в том числе два успешных ЛИ в составе РН "Энергия".
     Двигатель 11Д122А - однократного применения и многоразового включения, выполнен по схеме с дожиганием восстановительного генераторного газа в камере сгорания. Управление вектором тяги осуществляется отклонением двигателя в кардановом подвесе. Для управления РН по крену предусмотрено использование сопел крена, работающих на газообразном водороде. Для осуществления контроля состояния во время функционирования, управления и диагностирования предполагается разработка системы контроля, управления и диагностирования.
     НПО АП предлагает в качестве основы СУ РН "Ангара" использовать БЦВМ "Бисер-3" и трёхосный гиростабилизатор ПВ-300.
     Предприятие НПО А предлагает СУ, построенную на БЦВМ серии СБ-1571 и ККП средней точности разработки НПО Э (г. Миасс). Дополняет систему аппаратура-потребитель системы спутниковой навигации (ГЛОНАСС-НАВСТАР). БЦВМ имеет возможность сопряжения с внешними приборами СУ по стандартному интерфейсу (ГОСТ 26765.52-87), а ККП в сочетании с аппаратурой спутниковой навигации позволяет решать современные и перспективные задачи по выведению КА на целевые орбиты.
     СУ, предложенная МОКБ "Марс", строится на базе современной БЦВМ ПРЦ-1000 и высокоточного комплекса командных приборов разработки НИИ КП (г.Санкт-Петербург). ККП позволяет обеспечить требуемую точность выведения КА на опорную орбиту без применения дополнительных корректирующих устройств.
     Основные характеристики РН "Ангара" представлены в таблице.2.27.1.

Таблица 2.27.1.

Основные характеристики ракеты-носителя "Ангара"

     В составе ракеты космического назначения (РКН) предусматривается использование разгонных блоков двух типов: кислородно-водородного разгонного блока (КВРБ) и РБ "Бриз-М". При этом масса полезного груза, выводимого на ГСО, по оценке КБ "Салют", составит 4,3 и 3,2 т соответственно.
     Кроме того, рассмотрено применение на РН "Ангара" многофункционального разгонного блока с электрореактивной двигательной установкой и энергоустановкой на базе фотопреобразователей (МРБЭФ), который может обеспечить выведение на ГСО в режиме малой тяги КА массой до 8,4 т.
     Ракета космического назначения предлагается к использованию с космической головной частью (КГЧ), имеющей следующие габаритные размеры: длина - 19,42 м и диаметр - 4,35 м. По мнению разработчика возможно применение КГЧ увеличенных размеров: диаметром 5,0 м и длиной 22,5 м, при условии введения ограничений при наземной эксплуатации и в полёте по скорости ветра.
     Для сокращения площадей районов падения отделяемых частей РН конструкторским бюро "Салют" предложены технические решения по управляемому спуску первой ступени РН, а в перспективе рассмотрено создание на базе одноразовой первой ступени многоразовой ступени, способной возвращаться в район полигона без промежуточного приземления с использованием аэродинамического качества и турбореактивных двигателей.

Далее...