|
|
Многоразовые космические системы
На заре космонавтики вопросы транспортного сообщения «Земля-Космос-Земля» были
далеко не праздными. Остаются они открытыми и сейчас, т.к. относительно высокая
стоимость одноразовых ракет-носителей (РН), жесткая привязка их к месту и времени
старта, и другие недостатки являются одним из сдерживающих факторов освоения чело-
веком околоземного пространства. Одним из вариантов решения этой проблемы могло бы
стать создание авиационно-космической системы (АКС), т.е. старт орбитального само-
лета (ОС) с самолета-разгонщика с обычным горизонтальным взлетом и посадкой. Глав-
ным преимуществом подобных АКС является возможность многократного использования
элементов системы. Многоразовость позволяет существенно сократить затраты на
транспортировку грузов в космос и обратно. Несомненным достоинством АКС является и
отказ от так называемого широтного, и связанного с ним временного, ограничений,
присущих вертикально-взлетающим ракетно-космическим системам. Без значительных
энергетических затрат АКС позволяет выйти в плоскость орбиты при полете АКС в
атмосфере. Наличие параллакса, т.е. ненулевого расстояния между точкой взлета и
плоскостью орбиты, дает возможность расширить «окна запуска», в течение которых
энергетический потенциал системы можно использовать наиболее эффективно. А наличие
в составе системы возвращаемого крылатого аппарата с большим, нежели у баллистичес-
кой капсулы аэродинамическим качеством, делает ненужным ожидание, когда плоскость
орбиты пройдет через заданную точку посадки. Маневрируя в плотных слоях атмосферы,
экипаж ОС в любом случае приземлится на аэродроме. Первыми пилотируемыми КК стали
все же бескрылые одноразовые аппараты. Причиной стало отсутствие достаточно дос-
товерной информации об аэродинамике и динамике полета крылатого КА, особенно в
верхних слоях атмосферы. Необычные условия эксплуатации требовали применения мате-
риалов с соответствующими свойствами. Ориентация на создание крылатых аппаратов
сулила массу нерешенных проблем и самое главное, требовала много времени на разра-
ботку и испытания которого и у СССР и у США не было. Обе страны вынуждены были
приостановить реализацию первых проектов крылатых КК.
Идея самолета, способного летать, как в атмосфере, так и в космическом прос-
транстве, была выдвинута еще в начале нынешнего столетия К.Э. Циолковским и
Ф.А.Цандером. Во второй половине 50-х годов в ЦАГИ начались исследования по теме
гиперзвуковых летательных аппаратов – аппаратов типа самолетов, способных летать в
атмосфере и в околоземном космическом пространстве. Предполагалось, что разрабаты-
ваемые аппараты смогут достичь скоростей свыше М=10 (около 3 км/с.) и высот полета
более 60км.
В 1956-57г.г. внутри ОКБ Туполева был создан отдел «К» (под руководством сына
– Алексея) для работ в области беспилотных авиационных и ракетных систем. В 1958г.
отдел «К» начал работы над ударным беспилотным комплексом «ДП» (дальний планирую-
щий), состоящим из РН (предполагалось использовать модификации боевых Р-5,-12,-14
или Р-16) с полезной нагрузкой в виде планирующего ракетоплана оснащенного термоя-
дерной боевой частью. РН должна была забрасывать планирующий аппарат на высоту 50-
100км. и придавать ему горизонтальную скорость до 5,6км/с. После разделения раке-
топлан выполнял коррекцию и летел к цели по планирующей траектории. В 1959г. отдел
приступил к рабочему проектированию экспериментального прототипа боевого комплекса
«ДП» - беспилотного самолета «130» (Ту-130). В окончательном виде он стал «бес-
хвосткой» массой 2050кг. и сравнительно небольших размеров: длина - 8,8м. размах
крыла - 2,8м. и высота - 2,2м. Ту-130 фактически был головной частью баллистичес-
кой ракеты. Его клиновидный фюзеляж и небольшое крыло обеспечивали создание подъем-
ной силы, что позволяло резко увеличить дальность стрельбы всей ракетной системы
по сравнению с обычными ГЧ баллистического падения. При этом Ту-130 рассчитывался
на скорость около 3 км/с. что было уже близко к орбитальным скоростям (7,9км/с.).
|
В опытном производстве заложили серию из пяти экс-
периментальных Ту-130, и в 1960г. первый планер
был готов к оснащению оборудованием и стыковке с
РН - модифицированной Р-12. Однако его судьбу ре-
шили успехи в создании советских МБР. По постанов-
лению от 5 февраля 1960г. работы прекратили. К
этому моменту окончательный вариант комплекса «ДП»
состоял из трехступенчатой РН собственной разработ-
ки со стартовым весом 240т. и крылатого аппарата,
способного доставить термоядерную боеголовку весом
3-5т. на дальность 9000-12000км.
|  |
С 1957г. в КБ велись работы по теме «Звезда»(«Красная звезда»). Аппарат назы-
вался Ту-136, основой для его проектирования стал опыт, полученный при разработке
беспилотного Ту-130. Его орбитальный вариант - «Спутник» предназначался для одно-
виткового полета вокруг Земли с последующей планирующей посадкой на ВПП. Модифи-
кация «Спутника» - Ту-137 предназначалась для нескольких витков. Работы по темам
«Звезда» и «Спутник» продолжались до 1963г. не выходя за рамки эскизного проектиро-
вания. В рамках «Звезды» прорабатывался вариант использования ракетоплана в сос-
таве АКС первая ступень которой представляла стратегический сверхзвуковой самолет
(«135» или «139»), а вторая ступень - баллистическую ракету воздушного базирования
с ракетопланом вместо головной части.
После запуска на околоземную орбиту первых ИСЗ встал вопрос о полете человека
в космос. Как запустить было ясно - ракетой. А в вопросе возвращения из космоса
были возможны варианты: неуправляемый спуск в капсуле по баллистической траектории
или управляемый в крылатом аппарате.
По просьбе Королева под ракету Р-7 авиационное ОКБ-256 П.Цыбина разрабатывает
эскизный проект (утвержден 17 мая 1959г.) планирующего космического аппарата (ПКА).
ПКА имел трапециевидное крыло и нормальное хвостовое оперение особенностью конс-
трукции было складывающееся в аэродинамическую «тень» фюзеляжа крыло. При стар-
товой массе 4,7т. и посадочной - 2,6т. аппарат имел длину 9,4м. размах крыла 5,5м.
высоту по оперению 4м. и ширину фюзеляжа 3м. экипаж - 1 человек. Расчетная продол-
жительность полета достигала 27 часов. Проект предусматривал вывод ПКА с космо-
навтом на борту на орбиту высотой 300км. с помощью РН «Восток». После орбитального
полета ПКА возвращается на Землю, планируя в плотных слоях атмосферы. В начале
спуска аппарат, используя подъемную силу несущего корпуса, тормозится до скорости
500-600м/с. и с высоты 20км. планирует с помощью раскрывающегося крыла, первона-
чально сложенного «за спиной» для защиты от аэродинамического нагрева. После про-
дувок выполненных в ЦАГИ выяснилось, что тепловые нагрузки значительно превосходят
расчетные, а узел шарнира поворотных консолей крыла находиться в «застойной зоне»
с практически полным отсутствием теплоотвода. Возникшие технические проблемы и
успешные испытания КК «Восток» определили прекращение работ по ПКА.
 
ПКА ВКА-23
В 1957-60г.г. воздушно-космические аппараты (ВКА) М-40, М-46, М-48 разрабаты-
вались в ОКБ-23 В.Мясищева. Они предназначались для использования с королевской
Р-7. Последний вариант получивший название ВКА-23 (Воздушно-космический аппарат
ОКБ-23) впервые предусматривал применение плиточной керамической теплозащиты. Это
был небольшой самолет типа «летающее крыло» малого удлинения с 2-х килевым верти-
кальным оперением на законцовках крыла. Общий вес аппарата составлял 4,5т. длина
9м. размах крыла 6,5м. высота по килям 2м. Аппарат был способен поднять полезный
груз 700кг. на орбиты высотой 400км. К марту 1960г. были детально просчитаны нес-
колько вариантов ракетоплана но начавшаяся компания против авиации в пользу ракет
положила конец и этим разработкам. Затронула она и многие другие авиационные КБ.
КБ Мясищева и ОКБ-256 осенью 1960г. были перепрофилированы и стали филиалами
ОКБ-52 Челомея. Мясищев был отправлен на должность директора ЦАГИ Цыбин перешел
на работу в ОКБ-1 заместителем Королева. Материалы по ПКА легли на полку в ОКБ-1.
 
Р-2 МП-1
В конце 50-х годов в ОКБ-52 велись работы по маневрирующим спутникам для раз-
ведки и инспекции космических объектов противника. Это были конические гиперзвуко-
вые капсулы с аэродинамическими поверхностями для управления на атмосферном
участке спуска. В 1961г. ракетой Р-12 была запущена масштабная модель МП-1 длиной
1,8м. весом 1,75т. с восемью аэродинамическими щитками. РН подняла ее на высоту
200км. далее она на собственных двигателях достигла высоты 405км. В атмосферу
аппарат вошел в 1760км. от места старта со скоростью 3,8км/с. после чего совершил
посадку на парашюте. Через два года был испытан похожий аппарат М-12, только с
числом щитков, уменьшенным до четырех. Всего в 1961-63г.г. было выполнено 12 субор-
битальных запусков масштабных моделей МП-1 и М-12. С приходом в ОКБ-52 людей из
фирм Мясищева и Цыбина начались работы над ракетопланами. Были разработаны проекты
ракетопланов со складным крылом — беспилотного Р-1 весом 6,3т. и пилотируемого Р-2
весом 8т. Штатная траектория полета должна была включать эллиптическую орбиту с
перигеем 160км. и апогеем 290км. полное время полета составляло 24 часа. Пере-
грузка на спуске должна была составить всего 3,5-4 ед. в отличие от 9-11 на спуска-
емом аппарате КК «Восток». Для запуска ракетопланов велась проработка собственной
двухступенчатой РН А-150 со стартовым весом около 200т. После снятия в октябре
1964г. с руководящих постов Н.С. Хрущева (сын которого Сергей работал в ОКБ-52) к
работе приступила комиссия по «расследования» деятельности ОКБ-52. Работы были
свернуты, все материалы по ракетопланам решено было передать в ОКБ-155 А. Микояна,
имевшего за спиной политически более долгоживущих покровителей. Туда же были пере-
даны материалы по ПКА из ОКБ-1 Королева.
Так в ОКБ А. Микояна началась разработка аэрокосмической темы под условным
наименованием «Спираль» которая явилась первой официальной крупномасштабной
программой по созданию пилотируемого орбитального самолёта (ОС). Подробно о АКС
«Спираль» рассказывается на одноименнной странице нашего сайта. С 1966г. в Летно-
исследовательском институте им. Громова проводилась испытания дозвукового аналога
экспериментального пилотируемого орбитального самолета (ЭПОС) «Спираль». Для ис-
следования аэродинамических характеристик ЭПОС «Спираль» и процессов теплообмена
|
при торможении в атмосфере была открыта программа под
индексом «БОР». По программе «БОР-1,-2,-3» в 1969-
1974гг. были произведены испытательные пуски (субор-
биральные) масштабных аналогов ЭПОС «Спираль». Пуски
моделей «БОР-4» и «БОР-5» проводились уже в рамках
создания МТК «Буран» (проектам «БОР», «Буран» будут
посвящены отдельные станицы сайта).
|
В 1971г. В США стартовала программа создания многоразовой транспортно-космичес-
кой системы (МТКС) «Space Shuttle». Когда в МО СССР поняли что программа реальна
военные заговорили о необходимости адекватного ответа. Была поставлена задача:
«исключить возможную техническую и военную внезапность, связанную с появлением у
потенциального противника МТКС «Space Shuttle» - принципиально нового технического
средства доставки на околоземные орбиты и возвращения на Землю значительных масс
полезных грузов». Началась проработка различных вариантов нашего «ответа».
Недавно восстановленное КБ Мясищева с энтузиазмом принялось за разработку амби-
циозного проекта создания одноступенчатой АКС, взяв за основу идею предложенную (в
начале 70-х) руководителем группы НИИ-4 (ЦНИИ-50) МО СССР О.В.Гурко. В основе его
решения проблемы создания воздушно-космического самолета (ВКС) с горизонтальным
стартом лежало использование ядерной энергии. В КБ Мясищева проект получил обозначе-
ние М-19 (в некоторых источниках проект именуется МГ-19 - Мясищев-Гурко). ВКС М-19
был выполнен по аэродинамической схеме «несущий корпус» стреловидность по передней
кромке 75 град. Эта схема обеспечивала достаточно высокое аэродинамическое качество
(на дозвуквой скорсти 7, а на гиперзвуке около 3). Имея достаточное аэродинамичес-
кое качество, ВКС мог выполнять маневрирование на орбите с минимальными затратами
топлива путем «погружения» в атмосферу до высот порядка 50-60км. и использования
аэродинамических сил для изменения орбиты. Носовая часть и передние кромки корпуса,
крыла и оперения были затуплены с целью уменьшения тепловых нагрузок при больших
скоростях полета. Днище корпуса было выполнено плоским для образования так называе-
мого «плато поджатия» перед входом в воздухозаборники двигателей, расположенных под
корпусом аппарата. В хвостовой части располагался ЯРД. На атмосферном участке поле-
та, с целью снижения аэродинамического сопротивления, его сопло было закрыто сбра-
сываемым каплевидным обтекателем. В носовой части располагалась кабина экипажа (3
-7 человек), шлюзовая камера и стыковочное устройство. Кабина экипажа имела остек-
ление, обеспечивавшее необходимый обзор при взлете и посадке. Для спасения экипажа
на любом участке полета предусматривалось отделение кабины и спуск ее на парашюте.
Далее располагался грузовой отсек размером 4,0x20,0x4,0м. и отсек двигательной ус-
тановки (ДУ). Баки для жидкого водорода были вкладными и не входили в силовую кон-
струкцию корпуса аппарата. Силовая конструкция должна была быть выполнена в основ-
ном из алюминиевых сплавов, защищаемых многоразовым теплоизолирующим покрытием. В
наиболее теплонагруженных местах предполагалось использовать материал на основе уг-
лерода с покрытием из карбида кремния. Верхняя поверхность корпуса, защищалась
плитками, состоящими из кварцевых волокон. Для орбитального маневрирования, стабили-
зации и ориентации ВКС, имелись два вспомогательных ЖРД орбитального маневрирования
и система газодинамических управляющих двигателей (в носовой и хвостовой части кор-
пуса ВКС).
Основные характеристики М-19
Длина (без хвостового обтекателя), 60 м.
Размах крыла 50 м.
Высота 15.2 м.
Взлетный вес 500 т.
Полезная нагрузка 30-40 т.
Высота орбиты 185 км.
Боковая дальность при спуске 4500км.
Вес конструкции 125 т.
Вес жидкого водорода 220 т.
Длина разбега 2000 м.
Длина пробега 3750 м.
Основным проблемным вопросом создания ВКС М-19 было создание комбинированной ДУ.
Она включала в себя:
- маршевый ядерный ракетный двигатель (ЯРД) с тягой около 300т.:
- 10 двухконтурных турбореактивных двигателей с форсажной камерой и теплообменни-
ками от ядерного реактора во внутреннем и наружном контурах (ядерные ДТРДФ),
тяга каждого до 25т.;
- гиперзвуковые прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ГПВРД – топливо впрыс-
кивалось под днище в хвостовой части и, сгорая в расширяющимся канале образованном
хвостовой частью, создавало тягу).
Схема работы ДТРДФ (второй контур условно не показан) и ГПВРД ВКС M-19
Топливом для ДТРДФ и ГПВРД служил жидкий водород, он же являлся и рабочим телом
и теплоносителем в ЯРД. Схема работы силовой установки была следующей;
- «взлет» и набор высоты 15км. с разгоном до скорости М=2,5-2,7 выполнялся на
ядерном ДТРДФ (подогрев воздуха от теплообменника только во внутреннем контуре) с
включенной форсажной камерой;
- «разгон» до скорости М=3,5 выполнялся при работе ДТРДФ в режиме прямоточного
двигателя с подогревом воздуха во внешнем контуре и включенной форсажной камере,
при достижении этой скорости к ДТРДФ подключаются ГПВРД, которые вместе обеспечива-
ли разгон аппарата до скорости М=16 и набор высоты 50км.;
-на высоте около 50км. при достижении скорости 16М происходил отстрел хвостового
обтекателя и включение ЯРД.
На режимах полета с работающими воздушно-реактивными двигателями мощность реак-
тора составляла 2100-4000 МВт. на режиме ЯРД она достигала порядка 14800-15600 МВт.
Программа работ по ВКС М-19 была принята в 1974г. учитывая сложность работ
она носила поэтапный характер. Сначала предполагалось создать прототип который мож-
но было бы использовать как гиперзвуковой бомбардировщик (М=6 на высоте около
30км.) с дальностью полета около 10000км. или как разгонную ступень многоразового
использования. В 1974г. на совещании в Акадамии Наук ее президент А.П.Александров
заявил, что в течении 10 лет может быть создан, как он выразился, «деловой» обра-
зец комбинированной ДУ с ядерным реактором. Это вселило уверенность в разработчи-
ков ВКС. Разработка эскизного проекта М-19 планировалась на 1980-82гг. Рабочее
проектирование 1982-84гг. Стендовые и летные испытания ДУ должны были пройти в
1982-86гг. К 1987г. планировалось создать эксплуатационную базу и построить три
опытных образца ВКС. Летные испытания планировалось провести в 1987-88гг.
В 1974г. на пост руководителя королевского Центрального конструкторского бюро
экспериментального машиностроения (ЦКБЭМ, позднее переименованного в РКК «Энергия»)
был назначен В.П.Глушко. В РКК «Энергия» начинаются работы по МТКС с многоразовым
орбитальным кораблем. Из-за некоторого запаздывания по времени первоначальный ва-
риант орбитального самолета появившийся в 1975г. и получивший обозначение ОС-120
был практически копией американского «Шаттла». ОС имел три кислородно-водородных
ЖРД (11Д122 разработки КБЭМ тягой по 250т.) и крепился сбоку к одноразовому внешне-
му баку вместе с которым образовывал 2-ю ступень системы. К баку стыковались 4 мно-
горазовых ускорителя, играющих роль первой ступени. МТКС с орбитальным кораблем
ОС-120 имела стартовую массу 2380т. Сам ОС-120 получался тяжелее «Шаттла» - старто-
вая масса 120т. посадочная - 89т. за счет размещения на пилонах в хвостовой части
двух РДТТ системы аварийного спасения для экстренного отделения корабля от топлив-
ного отсека.
В это время Глушко лично познакомился с конкурирующим проектом М-19 после чего
сказал, что ядерную ДУ быстро не создать. Мясищев это понимал и сам но исходил из
того, что создавать проект аналогичный Шаттлу при изначальном отставании на пять
лет означает заведомо планировать наше отставание в космосе. Но военные хотели
иметь «синицу в руках», а не «журавля в небе». Было принято решения о создании
многоразовой системы по подобию американской. Для разработки планера орбитального
самолета было создано объединение «Молния» куда вошло и КБ Мясищева который стал
подчиненным Г.Е.Лозино–Лозинского. Работы по теме М-19 постепенно сворачиваются.
Окончательно работы были прекращены в 1980г.
9 января 1976г. Генеральный конструктор Глушко утверждает новый вариант
орбитального корабля – ОК-92. Он имел два главных отличия от ОС-120: отсутствали
маршевые двигатели (они были перенесены на центральный блок РН) зато имелись два
ВРД для обеспечения возможности самостоятельных полетов в атмосфере. Это обуслав-
ливалось тем, что все аэродромы для посадки были расположены на территории СССР,
поэтому в течении суток имелись витки, посадка с которых была невозможна. Нужно
было либо строить аэродромы за пределами территории СССР, либо повышать энергово-
оруженность ОС на атмосферном участке полета за счет установки ВРД. Выбрали более
простой - второй путь.
Специалисты ЦКБЭМ ранее разрабатывавшие космические корабли типа «Союз», виде-
ли, что помимо преимуществ крупные крылатые ОС имеют и существенные недостатки,
главными из которых являются большая масса крыла и фюзеляжа, покрытых мощной тепло-
защитой, и необходимость постройки очень длинных и дорогостоящих полос для горизон-
тальной посадки подобных систем. В то же время широко используемые в десантных
войсках парашютно-ракетные системы мягкой посадки показали не только высокую
надежность при малой стоимости, но и приемлемые характеристики по точности призем-
ления. Поэтому параллельно в ЦКБМ рождается другой вариант многоразовой системы,
названный МТК-ВП (Многоразовый транспортный корабль вертикальной посадки). Он
виделся разработчикам как бескрылый летательный аппарат типа «несущий корпус» мас-
сой около 90т. состоящий из кабины экипажа в передней конической части, цилиндри-
ческого грузового отсека в центральной части и конического хвостового отсека с ДУ
для маневрирования на орбите. Предполагалось, что для запуска будет использоваться
РН РЛА-130В модульного типа стартовой массой 2380т. Первую ступень образовывали
шесть блоков крепившихся по бокам центрального блока являвшегося второй ступенью.
На каждом боковом блоке устанавливался кислородно-керосиновый ЖРД РД-123 тягой по
600т. на центральном блоке устанавливалось два кислородно-водородными ЖРД 11Д122.
После работы на орбите аппарат входит в атмосферу и совершает маневр с боковой
дальностью до 800км. Корпус аппарата имеет небольшое (около 1.0-1.25) аэродинами-
ческое качество на гиперзвуковых скоростях. Для балансировки и управления при
спуске используются воздушные и газодинамические рули. Вертикальную скорость посад-
ки гасит парашютная система. Под куполами аппарат снижается в горизонтальном поло-
жении. Остаточная вертикальная скорость гасится двигателями мягкой посадки, а
горизонтальная скорость - выпускаемым лыжным шасси. По замыслу создателей системы,
в случае немедленного развертывания разработки, ее летно-конструкторские испытания
могли начаться в 1980г.
 
При более детальном анализе схемы МТК ВП к маю 1976г. выяснилась необходимость
повышения его гиперзвукового аэродинамического качества для увеличения боковой
дальности. Проблему решили размещением треугольных наплывов на корпусе, увеличива-
ющихся к хвосту. Расчетная боковая дальность корабля с таким треугольным в сечении
корпусом возрастала до 1800км. Но МТК-ВП имел и серьезные недостатки. В первую
очередь высокую температуру нагрева поверхности при спуске (до 1900град. что дела-
ло проблематичным его многоразовость), и длительный цикл послеполетного восстанов-
ления. Недаром впоследствии Лозино-Лозинский отзывался о МТК-ВП как о «полумного-
разовом». Впоследствии схема крылатого корабля возобладала и от концепции МТК ВП
отказались в пользу орбитального корабля (ОК), получившего название «Буран». Идеи,
заложенные при проектировании МТК ВП, были использованы в разработке системы спасе-
ния боковых ускорителей новой РН, названной «Энергия».
Для создания планера ОК «Буран» в 1976г. было образовано специализированное
предприятие - Научно-производственное объединение «Молния» которое возглавил Г.Е.
Лозино-Лозинский. В состав НПО вошли КБ «Молния» (занимавшегося до этого ракетами),
КБ «Буревестник» Тушинского машиностроительного завода и Экспериментальный машино-
строительный завод (ЭМЗ во главе с Мясищевым) в городе Жуковском. За РКК «Энергия»
осталась разработка носителя получившего название «Энергия». Разработка многора-
зовой космической системы (МКС) «Энергия-Буран» стала этапной работой для совет-
ской космонавтики явилась этой теме будет посвящена отдельная страница сайта.  |
ОКБ-52 Челомея отказавшись участвовать в разработке
«Бурана» в середине 70-х в инициативном порядке приступило
к разработке собственного легкого космического самолета
(ЛКС) со стартовым весом до 20т. С вертикальным стартом с
помощию РН «Протон». Но программа ЛКС не получила поддержки
и вскоре была закрыта.
|
В 1981-82 гг. НПО «Молния» был предложен проект АКС в составе самолета-носи-
теля Ан-124 «Руслан», выполнявшего роль воздушного космодрома, и двухступенчатого
ракетного ускорителя с пилотируемым ОС в качаестве полеезной нагрузки. С появле-
нием Ан-225 «Мрия» проект был доработан и получил наименование МАКС (многоразовая
авиационно-космическая система). ОС с подвесным баком (внешне все выглядело наобо-
рот – ОС «сидел» верхом на топливном баке), стартуя с борта «Мрии», мог доставить
на околоземную орбиту двух космонавтов и полезную нагрузку до 8т. Подвесной топ-
ливный бак сбрасывался и сгорал в атмосфере. ОС имел отклоняемые консоли крыла,
как у «Спирали». Система базируется на обычных аэродромах 1 класса, дооборудован-
ных необходимыми для МАКС средствами заправки компонентами топлива, наземного
технического и посадочного комплекса.
Полномасштабная реализация проекта МАКС наталкивается на следующие проблемы:
- слабость научного и, в первую очередь, экономического потенциала России;
- недостаточное финансирование космонавтики,
- активное противодействие «ракетного лобби»
- украинская принадлежность самолета-носителя Ан-225 и связанные с этим опасения
по политической нестабильности на Украине (даже не смотря на возможность производ-
ства «Мрии» внутри России на Ульяновском авиационно-производственном комплексе).
В последние годы предпринимались неоднократные попытки привлечения внебюджет-
ных источников финансирования (в середине 90-х годов было создано АО «Международ-
ный консорциум Многоцелевые авиационно-космические системы»), но при полном отсут-
ствии поддержки со стороны государства успеха они не имели.
| РКК «Энергия», используя за-
дел по МКС «Энергия-Буран», в 1984
-93гг. предложило целый ряд час-
тично или полностью многоразовых
ракетно-космических систем с верти-
кальным стартом. Среди них были
многоразовые орбитальные корабли
малой размерности ОК-М, ОК-М1,
ОК-М2 массой от 15 до 32т. Их аэро-
динамическая схема аналогична аэро-
динамическая схеме «Бурана». Внеш-
няя поверхность кораблей была пок-
рыта плиточной теплозащитой на
основе материалов, разработанных
для корабля «Буран».
|  |
ОК-М ОК-М1 ОК-М2
Начальная масса т. – 15 -31,8 -30
Масса полезного груза т.
- выводимого на орбиту Н=250км -3,5 -7,2 -10
Н=450км. – 2 - 5 - 6
- возвращаемого на Землю т. -3,5 -4,2 - 8
Посадочная масса т.
- без возвращаемого груза -10,2 -22,4 -17,6
- с возвращаемым грузом -13,7 -26,6 -25,6
Масса топлива и рабочих тел т. –1,8 - 2,5 - 2,7
Количество членов экипажа
- в кабине - 2 - 4 - 4
- в специальном модуле - 4 - 4 - 4
Количество двигателей маневрирования - 2 - 2 - 3
Тяга одного двигателя кг. –400 -2000 -2700
Объем грузового отсека куб.м. – 20 - 40 - 40
Размеры полезного груза м.
- длина - 7 - 6,5 -6,17
- диаметр - 2,2 - 3 -2,85
В качестве возможных средств выведения рассматривались РН «Зенит» (ОК-М),
«Энергия-М» (ОК-М2) и многоразовая крылатая разгонная ступень вертикального
старта на базе корабля «Буран» (ОК-М1) при этом стартовые массы систем составляли
400, 1060 и 850т. соответственно. Параллельно исследовалась возможность создания
АКС с использованием транспортного самолета «Руслан» или «Мрия» в качестве 1-ой
ступени. Еще одной разработкой РКК «Энергия» стала одноступенчатая многоразовая
воздушно-космическая система аэродромного базирования, в состав которой входили
одноступенчатый многоразовый воздушно-космический самолет (ВКС) и комплексы назем-
ных технических средств обслуживания и управления полетом. Работы по ВКС были
начаты по Постановлению Правительства от 27 января 1986г. техническое задание от
Министерства обороны было выдано 1 сентября 1986г. ВКС представлял собой гипер-
звуковой ракетоплан с комбинированной многорежимной двигательной установкой на
основе турбопрямоточного воздушно-реактивного двигателя (ВРД) и линейного ЖРД.
Начальная масса не превышала 700т. (масса конструкции составляла 140т.), масса
полезного груза - не менее 25т. при выведении на опорную орбиту высотой 200км.
Габариты ВКС: длина 71м. размах крыла 42м. высота (по верхней кромке фюзеляжа) 10
м. ВКС предназначался для оперативного экономически эффективного выведения полез-
ных нагрузок на низкие орбиты, технического обслуживания орбитальных группировок,
трансконтинентальных транспортировок, а также для решения оборонных задач в кос-
мосе и из космоса.
В результате проработок различных вариантов воздушно-космических систем оп-
ределилось что наибольшей массово-энергетической эффективностью обладают двухсту-
пенчатые системы с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой всех ступеней с
возвращением на аэродром стартового комплекса.
Почему вертикально стартующая ракетная система, а не горизонтально взлета-
ющая с ВРД? ЖРД надежен, проверен и универсален и его характеристики не зависят
от скорости полета. Существующие же серийные ВРД работают до М=3,5 (опытные образ-
цы до М=6), а создание гиперзвуковых ВРД, работающих до М=6-20, остается трудно-
разрешимой проблемой.
Почему двухступенчатая, а не одноступенчатая система? Стартовая масса одно-
ступенчатой конструкции, при сегодняшнем уровне технологии, будет более чем в два
раза больше массы двухступенчатой. Стартовую массу одноступенчатого носителя
можно снизить только при условии применения новых конструкционных материалов,
новых технологий, новых двигателей. Но даже когда будет достигнут такой уровень
развития техники, все же неизменно энергетически выгодней остается многоступен-
чатая структура, хотя одноступенчатая система более амбициозна. Чем очевидно и
объясняется не ослабевающий интерес к ней среди разработчиков.
В результате всех этих работ в РКК «Энергия» родился очередной проект пол-
ностью многоразовой системы ГК-175 («Энергия-2»). Она представляет собой двухсту-
пенчатую ракету состоящую из четырех блоков «А» в качестве 1-ой ступени и крыла-
той 2-ой ступени (блок «Ц»).
На блоке «А» используются двигатели с тягой до 850т. в пустоте, работающие
на жидком кислороде и углеводородное горючем, на второй ступени - двигатели тягой
230т. в пустоте, работающие на жидком кислороде и жидком водороде. Двигатели заим-
ствованы от РН «Энергия» с небольшой модернизацией в части обеспечения многоразо-
вости их использования и форсировании, что позволяло выводить на опорную орбиту
40т. полезного груза. На первом этапе предполагалось использовать имеющиеся дви-
гатели без изменения при этом вес выводимого на орбиту полезного груза составлял
бы 29т. Систему управления планировалось применить полностью с «Бурана» с разра-
боткой нового математического обеспечения. Консоли крыла, вертикальное оперение и
аэродинамические органы управления (кроме щитка) блока «Ц» системы заимствованы
от «Бурана». Ключевым отличием было изменение длины блока «Ц» в полете, чтобы вы-
полнить аэродинамические требования по габаритам ступени на участке спуска. С
этой целью после выведения на орбиту и выгрузки полезного груза обтекатель полез-
ного груза надвигается на бак окислителя, вследствие чего длина ступени уменьша-
ется с 60м. до 44. Такое решение кроме того позволяло обойтись без сброса голов-
ного обтекателя в полете, а удельный вес теплозащиты был даже несколько ниже, чем
у «Бурана». Результаты проектных разработок показали, что вес полезной нагрузки,
выводимой на орбиту (при стартовой массе системы 2300т.) примерно в 1,5 раза
больше массы полезной нагрузки, выводимой «Бураном» или «Шаттлом». Кроме того
ГК-175 действительно полностью многоразовая система на орбите ничего не остается,
кроме космического аппарата и все компоненты системы возвращаются к месту старта.
У «Бурана» вторая ступень с двигателями и уникальной системой управления целиком
одноразовая, а у «Спейс Шаттла» топливный бак одноразовый.
В многоразовой космической системе «Энергия-Буран» принята реактивно-парашю-
тная схема спасения блоков первой ступени более сложная и дорогая по сравнению со
«Спейс Шаттлом», что связано с необходимостью посадки на сушу, а не в океан. При
разработке варианта «Энергии-М» возникла идея разработки крылатого блока «А». ОН
представляет собой свободонесущий моноплан с верхним расположением крыла. Габарит-
ный размер центроплана крыла в зоне поворотных узлов не превышает 6м. (из условия
размещения блока в «пакете» в составе носителя). V-образное оперение складывается
в стартовом положении вдоль продольной оси блока и закреплено замками на центро-
плане крыла. Основные стойки шасси складываются в обтекатели, установленные на
блоке. ВРД может быть установлен на пилоне, в районе центра масс блока, или в
носовой части блока. При этом выхлопной канал выполнен в виде расходящихся тонне-
лей. Внутри носового обтекателя расположен топливный бак с керосином, выполненный
в виде тора. В развернутом положении крыло имеет удлинение 15.
Траектория возвращения состоит из трех основных частей:
- участок полета на больших высотах (более 50км.) при наличии малых аэродинамичес-
ких сил - этот участок можно назвать баллистической фазой;
- участок разворота блока по направлению к месту посадки, при котором происходит
резкое снижение скорости и высоты;
- участок планирования по направлению к месту посадки при скорости с числом М
меньше единицы.
Продолжительность первого участка составляет 170с. За это время блок удаля-
ется от старта на 270км. достигает высоты 54км. и скорости 1,6 км/с. Во второй
фазе траектории удаление достигет 310км. Его необходимо компенсировать на третьем
участке дозвукового полета с высоким аэродинамическим качеством.
Схемой выведения предусматривается запуск всех двигателей с Земли, полет за
пределы атмосферы, отделение и спуск отработавших блоков 1-ой ступени затем
выведение маршевыми двигателями 2-ой ступени на эллиптическую орбиту высотой 110-
200км. пассивный полет в течение 40мин. и довыведение на круговую орбиту. Исполь-
зование схемы полета ракеты с довыведением на конечном участке позволяет уве-
личить массу полезного груза на 8%. На орбите происходит выгрузка космического
аппарата из второй ступени и проведение посадки через один виток пребывания на
орбите. В случае нештатного полета обеспечивается задержка дополнительно на два
витка с последующей посадкой ступени на запасные аэродромы. Сход с орбиты обеспе-
чивается тормозным импульсом создаваемым вспомогательной двигательной установкой.
В дальнейшем планировалось заменить четыре боковых блока 1-ой ступени одним
который будет фактически зеркальным отображением 2-ой ступени. Ступени будет от-
личать только четыре двигателя РД-170 и отсутствие теплозащиты на 1-ой ступени.
Пакет двух равных по габаритам ступеней представляет собой простую композицию
блоков, сочлененных по плоскостям крыльев. Одна ступень - это связка кислородно-
керосиновых двигателей, вторая - связка кислородно-водородных. Была установлена
целесообразность применения трехкомпонентных двигателей, работающих в режиме 1-ой
ступени на кислороде и керосине, а в режиме 2-ой ступени- на кислороде и водороде.
Такой двигатель - РД-701 - уже разрабатывался в то время.
Проект ГК-175 или «Энергия-2» не имел в своем составе специального пилоти-
руемого варианта корабля. По предварительным проработкам для пилотируемых полетов
предполагалось применение кабины-модуля. Отделяемая и спасаемая кабина с экипажем,
со всеми средствами обеспечения этих функций дает возможность осуществить возврат
ее из любой точки траектории полета «Энергии-2». В проекте предусматривалось
использовать кабину-модуль как кабину экипажа, осуществляющего перегон крылатого
блока «Ц» с завода-изготовителя на космодром или обратно, при оснащении его ВРД.
Для эксплуатации в составе РН семейства «Ангара» ГКНПЦ им. Хруничева и НПО
«Молния» на основе универсального ракетного модуля 1-ой ступени РН «Ангара»
(УРМ-1) создают многоразовый ускоритель «Байкал» аналогичный блоку 1-ои ступени
ГК-175. УРМ-1 дооснащается крылом, оперением, шасси, ДУ для возвратного полета,
ракетными двигателями ориентации. Начальная масса такого ускорителя 130.4т. масса
при посадке до 18т. длина 28.5м. размах крыла 17.1м. высота 8.5м. длина пробега
при посадке 1200м. тяга ТРД 5т. Допустимое количество полетных использований - 10
(с доведением до 25). Рассматриваются также возможности создания вариантов ускори-
теля для использования в других системах выведения, в т.ч. зарубежных.
Авиационные фирмы также предлагали свои концепции многоразовых транспортныхкосмических систем. По программе создания РАКСа -
Российского авиакосмического самолета работы велись
в КБ Туполева и Микояна. Одноступенчатая «туполев-
ская» разработка получила индекс Ту-2000, двухсту-
пенчатая «микояновская» - МиГ АКС.
|  Ту-2000 |
Существовали проекты бескрылых многоразовых спускаемых аппаратов с малым
аэродинамическим качеством, использовавшиеся в составе одноразовых космических
кораблей и орбитальных станций. Наибольшего успеха в создании таких аппаратов
достигло ОКБ-52 Челомея. После закрытия темы ЛКС ОКБ-52 перпеключилось на разра-
ботку трехместного возвращаемого аппарата (ВА) в многоразовом исполнении для ис-
пользования в составе транспортного корабля снабжения (ТКС) 11Ф72 и военной орби-
тальной станции «Алмаз» (11Ф71). ВА имел стартовую массу 7,3т. длину 10,3м. и
диаметр 2,79м. Масса аппарата на орбите более 4,8т. при спуске с орбиты - около
3,8т. Обитаемый объем ВА - 3,5куб.м. Максимальная масса возвращаемого полезного
груза при запуске ТКС с экипажем -до 50кг. без экипажа -500кг. Время автономного
полета ВА по орбите -3 час. максимальное время нахождения экипажа в ВА - 31 час.
Аппарат был оборудован неотделяемым лобовым теплозащитным экраном. Первый полет
состоялся 15 декабря 1976г. под именем «Космос-881» второй - 30 марта 1978г. под
обозначением «Космос-997». ВА Челомея стал первым в мире многоразовым космическим
аппаратом. Однако программа «Алмаз» была закрыта, оставив обширный задел, исполь-
зующийся и сегодня при изготовлении модулей российского сегмента МКС.
ВА    "Заря"
С начала 1985г. в РКК «Энергия» для замены «Союза» разрабатывался многора-
зовый космический корабль «Заря» (14Ф70). Аппарат состоял из многоразового
корабля и сбрасываемого перед сходом с орбиты одноразового навесного отсека.
«Заря» имела диаметр 4,1м. длину 5м. массу при выведении на опорную орбиту высо-
той до 190км. около 15т. Масса доставляемых и возвращаемых грузов соответственно
2,5т. и 1,5-2т. при экипаже из двух космонавтов; 3 т и 2-2,5 т при полете без
экипажа, или экипаж из восьми человек. Аппарат мог эксплуатироваться в течение
30-50 полетов. Многоразовость достигалось за счет применения «бурановских» тепло-
защитных материалов и новой схемы вертикальной посадки на Землю с помощью много-
разовых ЖРД для гашения вертикальной и горизонтальной скоростей посадки и сото-
вого амортизатора корпуса корабля для исключения его повреждений. Двигательная
установка «Зари» состояла из 24 ЖРД тягой 1,5т. каждый, работающих на перекиси
водорода и керосине, и 16 однокомпонентных ЖРД тягой 62кг. каждый для управления
спуском. Проект «Зари» был доведен до стадии завершения выпуска рабочей докумен-
тации, но в январе 1989г. был закрыт из-за отсутствия финансирования.
С 1991г. в МКБ «Радуга» и АНТК им. Туполева велась разработка авиационно-
космического комплекса «Бурлак». Для запуска двухступенчатой РН «Бурлак» массой
32т. и длиной 22м. применяется переоборудованный тяжелый бомбардировщик Ту-160СК.
Ракета стартует с носителя на высоте 9-11км. или 12-13км. с достаточно высокой
начальной скоростью М=0,8 или М=1,7 (в зависимости от высоты старта). Эти условия
обеспечивают вывод на орбиты высотой 200- 1000км. грузов массой 600-800кг. (поляр-
ные орбиты) или 840 - 1100кг. (экваториальные орбиты). После использования 1-ая
ступень спускалась на парашюте и использовалась повторно, 2-ая ступень сгорала в
| атмосфере. Радиус запуска КА сотавлял 5000км. от
аэродрома базирования. Ввод системы в эксплуата-
цию планировался в 1998-2000г.г. В перспективе
на базе ракеты «Бурлак» предполагалось создать
новую РН «Бурлак-М». На 1-ой ступени «Бурлак-М»
будет применен гиперзвуковой ВРД. В этом вари-
анте масса полезной нагрузки по расчетам должна
возрасти в 1,5 раза.
|  |
Изачально система «Бурлак» имела военное назначение, но в дальнейшем по прог-
рамме конверсии проект авиационно-космического комплекса «Бурлак» был переориенти-
рован на вывод на орбиту «малых» спутников для создания системы связи, спутнико-
вой навигации и т.д. Вскоре программой заинтересовалась германская фирма OHB-
System. Совместно с российской ассоциацией «Бурлак» (кроме АНТК им. Туполева и
МКБ «Радуга», в нее вошли ЦАГИ, ЛИИ, ОКБ МЭИ и др.) германские фирмы договорились
о создании совместного предприятия. В 1994г. российско-германский проект, полу-
чивший название «Бурлак-Диана» (Burlak-Diana), был представлен на авиашоу в Син-
гапуре. Но после того как первый немецкий взнос в 600 тыс. дойчмарок растворился
в иномарках и саунах, сотрудничество было приостановлено. Работа по проекту
«Бурлак» и его модификациям продолжается сейчас только за счет энтузиазма сотруд-
ников и нового руководства АНТК им. Туполева. В 1995г. самолет Ту-160 с макетом
РН «Бурлак» был представлен на Парижском авиационном салоне, в 1997г. на МАКСе. На
МАКС-99 были представлены лишь модели основных элементов комплекса.
В РКК «Энергия» работы над космическими аппаратами с аэродинамическим спуском
не прекращались. В результате в первой половине 1990-х г. была предложена новая
конфигурация спускаемого аппарата с гиперзвуковым аэродинамическим качеством рав-
ным единице. Это позволяло аппарату массой до 15т. осуществлять на этапе спуска
боковой маневр до 1000км. от баллистической трассы полета и снизить размеры района
посадки до 5х5км. Спускаемый аппарат выполненный по схеме «несущий корпус» имеет
вытянутую несимметричную форму и является промежуточным вариантом между «Бураном»
(аэродинамическое качество на гиперзвуке 1.3, на дозвуке - 5.6) и почти баллисти-
ческой капсулой «Союза» (аэродинамическое качество около 0,3). Отличительной чер-
той аппарата является биконический несущий теплоизолированный корпус с затупленной
носовой частью, выполненный в виде соединенных верхней и нижней частей с различным
профилированием поверхностей. Нижняя, обращенная к потоку поверхность, закрывается
донным экраном и снабжена кормовым щитком состоящим из двух независимых секций,
что позволяет управлять аппаратом при спуске в атмосфере по каналам тангажа и
крена. Приземлялся аппарат на «брюхо» с использованием парашюта. Аппарат получил
название «возвращаемая маневрирующая капсула» но дальнейшего развития не получил.
Развитие пилотируемой космонавтики поставило задачу разработки нового пило-
тируемого корабля для замены «Союза» - вместительного, недорогого и эффективного
транспортного средства для ближнего космоса. Таким стал проект космического ко-
рабля «Клипер», вобравшего в себя опыт проектирования многоразовых кораблей. После
прекращения работ по маневренным капсулам в 1995г. остался проектный задел, кото-
рый и был использован при разработке предложений по «Клиперу». Научно-исследова-
тельские работы по проекту «Клипер» начались в 2000г. К началу 2002г. была опре-
делена конструктивная форма корабля – типа «несущий корпус». До 2003г. работы по
«Клиперу» велись полностью в инициативном порядке. Хроническое недофинансирование
|
космической отрасли не оставляло надежд на
реализацию проекта, но в 2003г. удалось,
заинтересовать новым кораблем Росавиакосмос.
В начале 2004г. в РКК «Энергия» был выпущен
итоговый отчет который был представлен в
Росавиакосмос (впоследствии Федеральное кос-
мическое агентство-ФКА). В результате были
выделены незначительные бюджетные средства
на продолжение предварительных исследований
и постройку полноразмерного макета «Клипера».
| 
|
17 февраля 2004г. генеральный директор Росавиакосмоса Коптев впервые сообщил
о проекте перспективного корабля «Клипер» широкой общественности. В апреле 2004г.
Моисеев, первый заместитель главы ФКА, сообщил о включении проекта «Клипер» в Феде-
ральную космическую программу России на 2005-2015г.г. Впервые макет был представ-
лен широкой общественности 30 ноября 2004г.
Согласно итоговому отчету «Клипер» представляет собой многоразовый многоцеле-
вой космический корабль, который может использоваться как в пилотируемом, так и в
беспилотном режиме. Он разрабатывается как элемент транспортной системы обслужива-
ния орбитальных комплексов на околоземных орбитах высотой до 500км. Корабль сос-
тоит из двух функциональных отсеков - многоразового возвращаемого аппарата и одно-
разового служебно-агрегатного отсека, сбрасываемого после отработки тормозного
импульса. Таким образом он занимает промежуточное место между многоразовым «Бура-
ном» и одноразовым «Союзом», сбрасывающим перед тормозным импульсом бытовой, а
затем перед входом в атмосферу и служебно-агрегатный отсеки. Для посадки как и на
«Союзе» используется парашютная система.
В 2004г. помимо основного варианта корабля по схеме «несущий корпус» раз-
вернулись проектные и исследовательские работы по крылатому варианту (совместно с
КБ им. Сухого). Крылатая схема помимо обеспечения более комфортных условий спуска
в атмосфере и посадки (экипаж испытывает незначительные перегрузки) дает возмож-
ность бокового маневра (1500-2000км.) и горизонтальной посадки на аэродром с
использованием колесного шасси. Посадка на аэродром исключает необходимость задей-
ствования дорогостоящих средств Поисково-спасательной службы (ПСС). К преимуществу
такой схемы можно также отнести большой коэффициент многоразовости: не требуются
парашютная система, двигатели мягкой посадки, посадочное устройство, т.е. одноразо-
вые системы, замена которых требуется после каждого полета. Недостатком крылатой
схемы является то, что невозможен неуправляемый спуск корабля, в связи с чем предъ-
являются более высокие требования к надежности бортовых систем на участке схода с
орбиты и приземления. На случай возможного аварийного спуска потребуются дополни-
тельные запасные аэродромы. Следует также отметить, что крылатый вариант будет
несколько тяжелее. В последующем для реализации будет выбран один из вариантов.
В начале 2006г. Роскосмос проводил конкурс на проект «…многоразового пило-
тируемого корабля нового поколения для транспортно-технического обслуживания орби-
тальных пилотируемых станций, перспективных космических комплексов и других объек-
тов околоземной группировки». В конкурсе участвовали НПО «Молния» с проектом МАКС,
ГКНПЦ им. Хруничева с проектом пилотируемого транспортного корабля (ПТК) и РКК
«Энергия» со своим проектом «Клипер». «Злые языки» утверждали что конкурс был орга-
низован специально под проект «Клипер». Все ожидали его победы в конкурсе, но в
ходе проведения конкурса возникли трения между руководством РКК «Энергия» и Рос-
космосом и наметилось сближение Роскосмоса и ГКНПЦ им. Хруничева. Роскосмос неожи-
данно поменял условия конкурса, введя дополнительное требование к конкурсным
предложениям «обеспечения самостоятельного решения задач доставки экипажей к Луне
и возвращение их на Землю, а в перспективе - использование модификации корабля в
составе марсианских пилотируемых экспедиций». В результате первенство перешло к
бескрылому проекту ПТК ГКНПЦ им. Хруничева. К этому времени строка по ОКР «Клипер»
исчезла из ФКП. Одновременно с этим Европейское космическое агентство (ESA) вмеша-
лось в события, пообещав $30 млн. на «совместную разработку нового пилотируемого
корабля». Ситуация стала настолько скандальной, что Роскосмос прекратил конкурс,
объявив его несостоявшимся. Все проекты были отклонены, причем в обосновании этого
решения применительно к проекту МАКС было только одно: самолет-носитель иностран-
ного производства.
Тем временем ГКНПЦ им. Хруничева (образован Указом Президента РФ от 7 июня
1993г. на базе крупнейших предприятий ракетно-космической промышленности России –
завода им. Хруничева и КБ «Салют») занимается по существу глубокой модификацией
старого доброго «Союза», который, будучи новым по составу оборудования и бортовым
системам, фактически является продолжением идеологии сорокалетней давности. Новый
аппарат является компромиссом между нашими великими амбициями, и реальными финан-
сами.
Впервые сведения ПТК были открыто опубликованы в журнале «Полет» N5/2006.
Схема возвращаемого аппарата базируется на конструктивной схеме возвращаемого аппа-
рата 11Ф74 транспортного корабля снабжения 11Ф72, прошедшего натурные испытания и
подтвердившего высокие показатели надежности и безопасности. Его гиперзвуковое
аэродинамическое качество составляет 0,4. На основе ПТК с минимальными доработками
могут быть созданы легкие (14500кг.) и тяжелые (до 24000кг.) модификации для реше-
ния других частных задач. Выводить их на орбиту предполагается с помощью РН
«Ангара-3П» и «Ангара-5» соответственно. Всего проработано 7 модификаций ПТК, вклю-
чая базовую конфигурацию.
Состояние и перспективы развития производственной и испытательной базы ГКНПЦ
им. Хруничева и предприятий кооперации, а также состояние работ по «Ангаре» под-
тверждают возможность создания к 2012-2013гг. пилотируемого космического комплекса
с базовым пилотируемым транспортным кораблем.
Наверх
|
