Чтобы лучше понять, почему космические агентства всех стран вдруг снова заинтересовались Луной, необходимо обратиться к экономике. Как мы помним, более 40 лет назад СССР прекратил освоение Луны с помощью АМС, потому что тяжелая ракета-носитель "Протон" потребовалась для запуска спутников связи на геостационарную орбиту. Даже мощная советская промышленность не могла обеспечить ракетами и то, и другое направление, поэтому пришлось выбирать наиболее важное.
Сейчас же ситуация носит противоположный характер. Развитие электроники привело к миниатюризации беспилотных космических аппаратов. Если первый спутник весом 84 кг мог только передавать по радио "бип-бип", то теперь в этот вес можно вместить научные приборы вместе с системой ориентации и космической связи. Получили распространение т.н. наноспутники весом 10 кг и ниже. А на смену большим геостационарным спутникам связи в настоящее время приходят малые спутники, находящиеся на низких орбитах (проекты OneWeb, Starlink, "Сфера"). Весь этот прогресс миниатюризации приводит к тому, что средние ракеты-носители тащат в одном запуске около сотни различных космических аппаратов. Как следствие - космические извозчики столкнулись с сокращением рынка запусков. Спутников становится все больше, но их оплачиваемый оператору запуска вес - уменьшается. Число "космических извозчиков" тем временем медленно, но верно растет за счет частных фирм, поскольку ракетные технологии становятся все более доступными для широкого применения.
Проблема сокращения рынка затрагивает даже такую высокоэффективную коммерческую фирму, как американская SpaceX - что у говорить о национальных космических агентствах с их раздутым штатом и доставшимся в наследство многочисленных предприятиях космической отрасли, которые все надо кормить.
Помимо фундаментальных проблем рыночного характера, определенные космические агентства находятся под ограничениями политического характера. Это, например Китайское национальное космическое управление (CNSA). C 2023 года или немного позже к нему должен присоединится Роскосмос. Угрозы со стороны конгресса США звучали в адрес Индийской организации космических исследований (ISRО), которая активно занимается коммерческой деятельностью. Фрагментация из-за протекционизма - это объяснимое явление на сжимающемся космическом рынке, а повод для наложения санкций всегда найдется. "Международное сотрудничество в космосе" и раньше не было всеобщим, а теперь исключаемые из него страны будут стараться создавать собственные рыночные сферы влияния.
Лунная палочка-выручалочка
Робот FEDOR и космонавт Алексей Овчинин на МКС
Спасением отрасли становится программа пилотируемых космических полетов. Космонавты, в отличие от космических роботов, пока не поддаются миниатюризации и полеты человека в космос по-прежнему требуют полного использования всех возможностей современных ракет-носителей. А еще лучше летать не вокруг Земли, а на Луну и дальше, поскольку требуемая для дальних полетов энергетика на порядок происходит ту, которая требуется для выхода на околоземную орбиту. Для полетов к Луне и далее требуется возобновить производство сверхтяжелых ракет-носителей с массой полезной нагрузки не менее 50 тонн.
На околоземной орбите сверхтяжелые ракеты-носители оказались невостребованными. Зачем нужна ракета, которая одна способна обслужить годовую программу запусков? Все равно, что развозить продукты на 90-тонном БелАЗе... Но если надо открыть "магазин" или "автобазу" на Луне, то для его снабжения потребуется именно такая техника!
Поэтому космические агентства вновь стали убеждать общество в необходимости изучения дальнего космоса, которое, помимо нового знания, приносит солидные политические дивиденды. Так, научная база на обратной стороне Луны является очень подходящим местом для организации внеземной обсерватории, закрытой он нашей яркой и шумной в радиодиапазоне планеты. Кроме того, на горизонте виднеются доходы от дальнего космического туризма.
А еще можно, даже не отправляясь на Луну, организовать торговлю ее полезными ископаемыми. Современная монетарная экономика очень благоприятствует доходным финансовым трюкам в стиле "дележки шкуры неубитого медведя" или раздачи звездочек, которые только обещают достать с неба. Но чтобы эти трюки получались, надо убедить инвесторов - что лунные ресурсы есть и полеты за ними в скором будущем станут реальными.
Исходя из этого, становятся понятными планы космических держав вернуться на Луну. Их космическим агентствам надо либо осуществить экспансию в космическое пространство - либо сократить свою деятельность до неинтересной регуляторно-бюрократической функции, отдав космос на откуп частным компаниям. И Луна становится для них волшебной палочкой-выручалочкой, первым шагом на бесконечном пути в дальний космос.
Но воспользоваться этой "лунной палочкой-выручалочкой" могут только космические агентства очень богатых стран. Например, Китая, который планомерно развивает свою космическую программу. Или Индии, которая старается не отстать от своего главного военного и геополитического соперника. Конечно же, здесь и США - которые хоть и не могут похвастаться самой сильной в мире промышленностью, но зато обладают безукоризненно работающей методикой привлечения частных инвестиций и могут печатать столько денег, сколько им потребуется для реализации своих самых авантюрных желаний.
У России тоже есть свой экономический козырь - природные ресурсы. Конечно, продажа нефти и газа - дает далеко не столь стабильный доход, как американское делание денег из воздуха, но при выгодной внешнеэкономической конъюнктуре этот метод тоже наполняет бюджет. И еще есть временная фора, которую дают советские космические технологии.
Три пути создания российских ракет-носителей сверхтяжелого класса
Итак, ключик к Луне - это ракета-носитель сверхтяжелого класса. Если у страны нет такой ракеты (а ее пока нет ни кого), то пилотируемую экспедицию на поверхность Луну придется отложить до лучших времен. В лучшем случае можно облететь вокруг Луны и посмотреть на нее мельком. Или отправить на нее АМС - автоматические межпланетные станции. Как вариант - робота Федора, который уже побывал на МКС (но там его "включали" с помощью удара молотка, а кто будет бить по роботу на Луне)? Кроме того, одними только АМС будет сложно загрузить работой целую отрасль, поскольку их создание занимает у специализированных организаций слишком много времени.
Технологии этой ракеты сохранены вплоть до наличия ее ракетных двигателей НК-33 и НК-43. При этом есть более мощные и экономичные РД-191, серийное производство которых осваивается на Пермском заводе "Протон-ПМ" - около 50 ракетных двигателей в год. Отметим, что керосиновые ракетные двигатели, также, как автомобильные моторы, при необходимости могут быть адаптированы к сжиганию СПГ (метана).
В 70-х годах РН Н-1 объявили устаревшей. Это недоразумение полностью снято в наше время после того, как Илон Маск стал использовать похожую концепцию сверхтяжелой РН в своей перспективной Big Falcon Rocket (BFR, сейчас Starship). Концепция Н-1/BFR идеально подходит для создания ракет с возвращением ракетных ступеней по методу реактивной посадки. Если мы собирается активно осваивать Луну и планеты солнечной системы, то для этого потребуются именно многоразовые ракеты, поскольку бюджет и космическая отрасль любой страны не справится с массовым производством одноразовых сверхтяжелых ракет. Подробнее о cравнении Н-1 и "Старшипа" можно прочитать в нашем новом материале "Полеты звездных кораблей в Бока-Чика".
Кроме того, возвращаемость ступеней позволяет решить и проблему их доставки c завода на космодром, поскольку они могут перелетать туда "своим ходом". Принципиальная возможность этого наглядно показана тем же Маском во время испытаний прототипа BFR - "Стархоппера".
Против Н-1 работает то, что ее испытания, в силу неотработанности ракетных технологий того времени, прошли неудачно. При всех тестовых полетах РН Н-1 применялись РД НК-15 однократного включения, которые было невозможно проверить перед запуском ракеты. Более надежные РД НК-33 с многочасовым ресурсом, высокой надежностью и возможностью многократного включения применить не удалось, поскольку готовая к испытаниям ракета 8Л была уничтожена. Программу испытаний Н-1 можно (и нужно) было бы возобновить в наше время, но чиновники не возьмут на себя ответственность за проект, который в свое время столкнулся с серьезными проблемами - по известному принципу минимизации управленческих рисков. Решения, которые меняют исторически сложившиеся стереотипы, могут быть освоены в рамках "частного космоса" - который таким образом обеспечивает свою высокую экономическую эффективность.
Ракета-носитель "Энергия"
В.П.Глушко (1908-1989)
Ракета-носитель комплекса "Энергия-Буран", созданная в СССР под руководством академика Глушко имеет оригинальный боковой подвес полезной нагрузки (так пришлось, поскольку она должна была выводить в космос советский шаттл). Она совершила два успешных полета в конце 80-х годов. Для нее существует концепция возвращаемости четырех боковых ускорителей первой ступени, правда, более сложная по сравнению с вертикальной посадкой и не отработанная конструктивно.
Технологии производства боковых ускорителей "Энергии" полностью сохранены благодаря полетам основанных на них РН "Зенит" с Байконура и "Морского старта". Сложнее обстоит дело с водородным центральным блоком, который остался невостребованным.
РН сверхтяжелого класса "Энергия", топливо кислород-керосин-водород
Активным сторонником РН "Энергия" является Виталий Александрович Лопота, бывший президентом РКК "Энергия" с 2007 до 2014 года. Его довод в пользу возрождения советской суперракеты - ее готовый опробованный проект, который надо только запустить в производство. Такого проекта нет ни у одного космического агентства, и его реализация могла бы помочь России стать лидером в лунной гонке!
Но недостаток - это именно то, что проект готов. Надо немедленно приступать к организации производства, а здесь не все так просто, поскольку отлаженные в СССР производственные связи уже нарушены. За срыв сроков придется отвечать. Опять-таки по принципу минимизации управленческих рисков бюрократы наводят тень на ясный день и замыливают проект. Предлогом являются сложности с производством и логистикой габаритного водородного центрального блока. Его технологии надо восстанавливать. И доставлять блок "Ц" надо будет не на относительно близкий Байконур, а на далекий космодром "Восточный".
Проект с возобновлением производства "Энергии" на обновленной технологической базе рассматривался в Роскосмосе как один из вариантов создания российской сверхтяжелой ракеты, но был отклонен. Природа бюрократии такова, что, даже выдвинув благое начинание, она для него же становится тормозом. Утешиться можно разве что тем, что не мы одни такие - мощнейшее бюрократическое торможение уже много лет не дает сдвинуться с места американской лунной пилотируемой программе. Не будет преувеличением сказать, что в лунном родео государственных чиновников победителями будут те, кто быстрее сдвинутся с насиженного места!
Масштабирование РН Ангара-А5
А.А.Медведев
В постсоветской России было выдвинуто очень много проектов ракет-носителей различного назначения, но немногие из них дошли до этапа летных испытаний. Самый масштабный проект такого рода - это тяжелая трехступенчатая ракета-носитель "Ангара-А5". В настоящее время она обеспечивает вывод полезной нагрузки немногим более 22 тонн.
В.Е.Нестеров
"Ангара" уникальна тем, что это единственный чисто российский носитель, без советской технической предыстории. Она была создана в начале 2000-x годов в ГКНПЦ имени М. В. Хруничева - для замены производимой этим предприятием РН "Протон". Концепция новой тяжелой ракеты была защищена в докторской диссертации Александра Алексеевича Медведева, ныне генерального конструктора космических ракетных комплексов "Роскосмоса".
Мотивом к созданию новой ракеты послужило то, что все стартовые площадки РН "Протон" после распада СССР оказались на территории Казахстана, при этом возводить их заново на российском космодроме "Восточный" оказалось проблематично по экологическим соображениям. В отличие от "Протона" Ангара использует экологически чистое ракетное топливо - синтетический керосин (нафтил) и жидкий кислород. Компоновка ракеты рассчитана на серийное производство унифицированных ракетных модулей. Для этой ракеты будущего в России созданы новые высокоэффективные ракетные двигатели - РД-191 в пяти нижних блоках УРМ-1 и высотный РД-0124А на верхней ступени УРМ-2.
РН тяжелого класса Ангара-А5, топливо кислород-керосин фото минобороны РФ
Ангара-A5 была испытана в 2014 году под руководством генерального конструктора Владимира Евгеньевича Нестерова и сейчас дожидается момента, когда будет "отстреляны" все произведенные ранее "Протоны". Подробная характеристика этой РН дана в нашем материале: Ракета-носитель "Ангара" приходит на смену советскому "Протону". Но нынешнее значение "Ангары" выходит далеко за пределы первоначально поставленной задачи, поскольку ее уникальной особенностью является возможность масштабирования по полезной нагрузке в два или четыре раза без увеличения числа РД. Это возможно потому, что однокамерный РД-191 является "четвертушкой" советского четырехкамерного РД-171:
2x
замена РД-191 на двухкамерный РД-180МВ в четырех боковых блоках,
увеличение заправки топливом до 80% всех пяти блоков УРМ-1 - четырех боковых и одного центрального,
поднимает ПН до величины более 40 тонн.
4x
замена РД-191 на четырехкамерный РД-171МВ в четырех боковых блоках,
замена РД-191 на двухкамерный РД-180МВ в центральном блоке,
замена РД-0124А верхней ступени на РД-0124МС с удвоенной тягой,
увеличение заправки топливом до 3.4 раза пяти нижних блоков УРМ-1 и на 70% - верхней ступени УРМ-2,
поднимает ПН до величины порядка 75 тонн.
Ракетный двигатель РД-191
Ракетный двигатель РД-180
Ракетный двигатель РД-171
Замечательно то, что рост ПН достигается без увеличения числа РД на каждой ступени, увеличивается только число камер ракетных двигателей. Каждый вариант РН - от тяжелого до сверхтяжелого использует всего шесть РД, как и королевская ракета Р-7 (по одному РД на пяти УРМ-1 и шестой РД на УРМ-2). Это позволяет держать под контролем фактор надежности техники - который, как известно, стал проблемой для Н-1 Л3.
Если будет решена проблема создания эффективной САЗ (Системы аварийной защиты), то в ракетах 40-тонного и 75-тонного класса можно наладить резервирование РД на четырех боковых блоках. Для резервирования один РД-180 заменяется на пару РД-191 или один РД-171 - на пару РД-180 и реализуется метод попарного отделения боковых блоков. Как показывают расчеты, оптимизированная под отказоустойчивость ракета требует снижения максимальной ПН в пределах от 0 до 10%, в зависимости от необходимости парировать более или менее ранний отказ РД.
А также в рамках проекта "Крыло-СВ" прорабатываются варианты возвращения УРМ-1, которые позволяют снизить стоимость запуска. Все ракетные двигатели РД-171/180/191 имеют ресурс на 10 запусков РН и, таким образом, могут применяться многократно.
Многоразовость и новизна - это не обязательно хорошо. Подводит нынешнюю Ангару дороговизна новых ракетных двигателей, которая на практике используются только один раз из-за неготовности средств возвращения. По неофициальным данным, древние одноразовые РД-107/108 стоят 640 тыс. долларов, в то время как новые многоразовые РД-191 - 4 миллиона долларов с перспективой снижения стоимости вдвое после развертывания полномасштабного серийного производства. Именно поэтому - благодаря дешевизне - продолжают использоваться слегка модернизированные советские ракеты 60-х годов XX века. Вплоть до того, что на полном серьезе обсуждается "рывок" России на Луну путем многопуска ракет Союз-2. Но дороговизна - это общая проблема многих новых ракет-носителей.
Ракетный двигатель РД-0124 (фото КБХА)
Вариант с созданием число керосиновой сверхтяжелой ракеты кажется более простым по сравнению с возрождением керосиново-водородной "Энергии". Производство всех ракетных двигателей налажено, имеется оснастка для производства ракетных блоков различных размеров от d2.9 до d4.1 имеется, а само масштабирование ракеты не представляется непомерно сложной конструкторской задачей.
Имеется перспектива дальнейшего увеличения ПН путем создания более мощных РД - вплоть до РД-175 с 1000-тонной тяги и с помощью водородной верхней ступени. Поэтому РН масштабированной ракеты вполне хватает для решения всех задач лунной экспедиции, при этом можно свободно выбирать вариант масштабирования ракеты - более практичный двухкратный или более мощный четырехкратный.
Экономическое отличие этих вариантов заключается в масштабах стартового комплекса и способе доставки ракетных блоков на космодром "Восточный". Ракетные блоки варианта 2x можно вписать в железнодорожный габарит d3.6 метра и провезти по дальневосточной железной дороге, что позволяет свести к минимуму транспортные расходы. Что касается d4.1-метровых блоков варианта 4x, то их надо будет доставлять большегрузным самолетом "Руслан" или по Севморпути.
Но в Роскосмосе не ищут легких путей решения поставленной задачи! По заданию, базовая грузоподъемность будущей сверхтяжелой ракеты - 80 тонн - оказалась немного выше той, которую обеспечивает отмасштабированная "Ангара" без каких-либо дополнительных модернизаций. Поэтому основным проектом сейчас является еще более мощная ракета новой конструкции - которая названа по имени большой реки, в которую впадает Ангара.
Проект "Виктория" и сверхтяжелая РН "Енисей"
История "Енисея" берет свое начало в 2010 годах, когда была создана компоновочная схема РН сверхтяжелого класса "Виктория". Авторы этой схемы работают в государственном ракетном центре им. Макеева, Миасс, известном своими неординарными разработками - например, проектом одноступенчатой многоразовой РН среднего класса "КОРОНА". А в сверхтяжелом классе в ГРЦ было предложено отступить от привычной схемы пакетного пятиблока в пользу пакетного семиблока.
КРК сверхтяжелого класса "Енисей",
топливо кислород-керосин
В предложенном по мотивам "Виктории" КРК СТК "Енисей" (Космический Ракетный Комплекс Сверхтяжелого Класса) первую ступень образуют два параблока на четырехкамерном РД-171МВ, аналогичных параблокам РН "Энергия". Слово "параблок" означает, что по завершении работы первой ступени ее блоки отделяются сцепленные попарно друг с другом. Вторую ступень РН "Енисей" образуют два боковых блока традиционного "американского" триблока - они также выполнены на РД-171МВ. Наконец, центральный блок использует облегченный двухкамерный РД-180МВ.
Как видно, мы имеем дело с трехступенчатым ракетным пакетом, возможность создания которого была обозначена еще в работах основоположника пакетной компоновки М.К.Тихонравова, но до сих пор нигде не реализована. Первые три ступени "Енисея" обеспечивают вывод на низкую орбиту КГЧ (космической головной части) с расчетной массой в 103 тонны. В состав КГЧ входит водородная верхняя ступень на двух РД-0146 для отправки ПН к Луне (фактически это водородный разгонный блок) и керосиновый разгонный блок ДМ для выхода на орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ). Разгонный блок ДМ обеспечивает коррекции траектории во время перелета к Луне и завершающее торможение для выходя на окололунную орбиту. Расчетная масса ПН на ОИСЛ составляет 27 тонн - больше, чем выводит на околоземную орбиту любая из ныне применяемых российских РН.
Второй этап работ по КРК СТК (РН "Дон") предусматривает добавление водородной верхней ступени на двух РД-0150 и доведение массы КГЧ до 140 тонн! Таким образом, выбранная схема КРК СТК обеспечивает вывод предельно высокой ПН, соответствующей лучшим мировым проектам (не скажем "стандартам", потому что вовсе не факт, что проектируемые в США и Китае сверхтяжелые ракеты будут созданы в тех характеристиках, которые там обещают). Но объем конструкторских работ, который предстоит выполнить по проекту КРК СТК фактически не уступает тому, который потребовался на советскую Энергию - здесь и многоблочная многоступенчатая компоновка, и два вида верхних водородных ступеней, и необходимость организовать доставку производимых блоков по воздуху на на космодром "Восточный", где будет возводиться стартовая площадка циклопических размеров.
Исходя из масштаба работ по "Енисею", был установлен предлагаемый срок первого запуска СТК - 2028 год. Но надо отметить, что финансирование работ еще не начато, поскольку министр финансов России А.Г.Силуанов потребовал дополнить план создания ракеты планами создания лунной базы, чтобы рассмотреть затратный вопрос в комплексе. Ситуация напоминает историю с американской суперракетой Арес-5, которая была завернута на уровне конгресса США. И в России тоже возможны самые различные пертурбации и со сроками, и с масштабами работ. Есть еще вероятность того, что по итогам рассмотрения проекта будет выбран более скромный вариант сверхтяжелого носителя.
Не догоню, так согреюсь!
Наличие планов создания суперракеты вовсе не означает, что она в самом деле будет создана. Основная проблема сверхтяжелых ракет - это их нацеленность на выполнение некоей сверхзадачи, после которой они оказываются невостребованными и ненужными. Прекращение производства ракеты означает постепенную утрату компетенций по ее созданию и полную или частичную утрату технологий - так что уже через 1-2 поколения после завершения проекта сверхтяжелая ракета уже не может быть произведена вновь.
Чтобы не тратить огромные средства понапрасну, РН "Енисей" может запускаться в сокращенных вариантах, т.е. в виде триблока СТК-50 с расчетной ПН около 50 тонн (без четырех блоков первой ступени) и моноблока Союз-5 с расчетной ПН 17 тонн. Сокращенные варианты используют РД-171МВ на нижних ступенях и керосиновую верхнюю ступень с высотным РД-0124МС, о которой мы уже упоминали в разделе про модернизацию "Ангары".
Интересной особенностью проектируемого четырехкамерного РД-0124МС является то, что он фактически является сборкой из двух двухкамерных РД, которые работают независимо друг от друга. В конце участка выведения один из парных двигателей отключается, чтобы убрать избыточную тягу. А также это решение позволяет повысить надежность ступени.
Эскиз двухступенчатой ракеты-носителя Союз-5 ("Иртыш")
с космическим кораблем "Федерация"
Значение усеченных вариантов КРК СТК состоит в том, что они кратно дешевле полноразмерного супертяжа и для них легче найти применение. Это обеспечит непрерывность производства даже в том случае, если сверхтяжелый вариант ракеты окажется не нужным. Моноблочный вариант "Енисея" - "Иртыш" планируется испытать уже в 2023 году в рамках международного сотрудничества с Казахстаном по программе "Сункар".
Отметим также, что совсем недавно "Союз-5" намеревались использовать для испытаний нового космического корабля "Федерация" на околоземной орбите - но тот оказался слишком тяжелым для моноблочной ракеты и сейчас решено запускать его на "Ангаре", для чего создается специальная пилотируемая модификация "Ангара-А5П".
В дальнейшем, опять-таки в порядке международного сотрудничества могут быть предприняты шаги по освоению Луны, поскольку ресурсов отдельно взятого государства для этого явно не хватает. Будущее пока в тумане, и все участники "новой лунной гонки" пока заняты в основном тем, что наперегонки рисуют "ракетные замки" различной степени амбициозности и достоверности.
О надежности будущих сверхтяжелых ракет
Российский проект СТК выглядит перспективным с точки зрения заявленных характеристик и их технической обоснованности. Но суть требований российского минфина состоит в том, что нам нужна не пара тестовых запусков и кульминационный "флаговтык", совершенно бесполезный с экономической точки зрения. Требуется систематическое использование сверхтяжелой ракеты для освоения Луны, а в этом масштабном деле важное значение имеет вопрос надежности техники.
Чтобы сориентироваться в вопросе надежности, мы приводим оценку вероятности безаварийной работы (ВБР) различных вариантов тяжелых и сверхтяжелых ракет, выполненную по методике МЭК 61078:2006 "Структурная схема надежности".
Исходные данные для расчета ВБР
ВБР РД-191
P191 =0.99
оценочно
ВБР РД-180
P180 =0.989
статистически
ВБР РД-170/171
P171 =0.978
статистически
ВБР РД-0124
P0124=0.984
статистически
ВБР водородной ДУ
Pвду=0.995
оценочно
ВБР ступени (топливная система и рулевой привод)
Pст=0.999
оценочно
ВБР разделения ступеней
Pрс=0.9995
оценочно
ВБР системы управления РН
Pсу=0.995
оценочно
ВБР сброса ГО
Pго=0.9976
статистически
В своих оценках мы пытаемся спрогнозировать реальную будущую надежность выведения на низкую орбиту, в отличие от расчетной надежности, которая применяется для обоснования проекта. Поэтому везде, где только возможно, мы пользуемся доступными в сети открытыми статистическими данными. Параметры Pст, Pрс, Pсу и Pго взяты из книги В.Е.Нестерова "Космический ракетный комплекс Ангара. История создания".
Расчет ВБР
Расчет ВБР проводится для доставки КГЧ на низкую околоземную орбиту. В лунном перелете эта орбита играет роль опорной - с нее с помощью входящего в состав КГЧ разгонного блока проводится отправка груза на отлетную траекторию к Луне.
При проектировании ракет-носителей обычно ставится цель приблизиться к ВБР 99%. Но на практике по разным причинам (конструкторские недоработки, нарушение технологии производства, неправильные расчеты и т.п.) надежность оказывается намного ниже. Так, например, украинская РН "Зенит", предшественница будущего "Союза-5", отлеталась с эксплуатационной ВБР всего 89.3% (75 успешных выведений на НОО в 84 запусках). Российская ракета Протон-М того же класса грузоподъемности, что Ангара-А5, достигла эксплуатационной ВБР 95.5% (105 успешных выведений на НОО в 110 запусках).
РН
ПН
тонн
число блоков по ступеням
расчет ВБР
ВБР
1
2
3
4
Энергия
90
4
1
-
-
(P171Pст)4PвдуPстPрсPсуPго
=90%
Ангара-А5
22
4
1
1
-
(P191Pст)5P0124PстPрс2PсуPго
=92%
Ангара-A5 x2
40
4
1
1
-
(P180Pст)4P191P0124Pст2Pрс2PсуPго
=92%
Ангара-A5 x4
75
4
1
1
-
(P171Pст)4P180P0124Pст2Pрс2PсуPго
=88%
Союз-5 Иртыш
17
1
1
-
-
P171PстP0124PстPрсPсуPго
=95%
СТК-50
50
2
1
1
-
(P171Pст)3P0124PстPрс2PсуPго
=91%
Енисей
103
4
2
1
-
(P171Pст)6P180PстPрс2PсуPго
=84%
Дон
140
4
2
1
1
(P171Pст)6P180PвдуPст2Pрс3PсуPго
=83%
Что касается ВБР перелета с низкой околоземной орбиты на окололунную орбиту, то она оценивается по аналогии с доставкой спутников на высокую геостационарную орбиту (ГСО) и по доступной статиcтике запусков составляет величину около 95%.
Нет сомнений в том, что любая из перечисленных ракет-носителей может быть создана и успешно испытана. Сейчас не те времена, когда ракеты взрывались одна за другой вскоре после старта. Упор должен делаться на то, чтобы сократить аварии при многочисленных полетах в ходе освоения нашего естественного спутника. А здесь надежность получается неудовлетворительной, особенно для ракет сверхтяжелого класса с полезной нагрузкой около 100 тонн и более. Для них интегральная надежность выведения на ОИСЛ оказывается совсем невысокой - для самых тяжелых ракет менее 80% (с учетом 95% ВБР перелета). Т.е. каждая пятая экспедиция "Енисея" на окололунную орбиту может завершиться неудачно. Поэтому требуется проработка вопросов надежности уже на ранних этапах проектирования российской сверхтяжелой ракеты - но вместо этого пока ставится цель достижения максимальной грузоподъемности. В то время как цели изучения Луны могут быть достигнуты с помощью более надежных и дешевых РН 50-тонного класса.
Освоение Луны предполагает - в том числе - автомобилизацию нашего естественного спутника. По Луне будут ездить всевозможные электромобили, проводиться автомобильные пробеги и разного рода соревнования. Наверняка Формула-1 в числе первых построит на Луне автогоночную трассу по проекту своего шеф-архитектора Германа Тильке, а спортивный обозреватель Автомалиновки Богдан Котт будет проводить репортажи о проходящих там гонках. Сверхтяжелая ракета будет играть роль "лунного тяжеловоза" для отправки автотехники и различных сооружений на Луну. При этом никому не понравиться, если "тяжеловоз" будет слишком часто терпеть аварии, теряя свой эксклюзивный груз.
Отметим, что американцы (и не только они, а также многие ракетчики во всем мире) повышают надежность своих ракет-носителей счет сочетания твердотопливных ускорителей (ТТУ) и водородных технологий. Это проверенный способ и один из проектов российского СТК также предусматривал применение ТТУ. Но огромные ТТУ "шаттловского формата" не очень подходят России по климатическим условиям - именно поэтому для создания советской "Энергии" и будущих российских СТК были выбраны менее надежные керосиновые ускорители.
Лунные гонки национальных космических агентств
Сравнивая шансы двух ведущих космических агентств мира - НАСА и Роскосмоса первыми достичь Луны, следует учесть, что государственные бюрократии различных стран в принципе работают на одном и том же уровне разворотливости и компетенции. Исход их гонки за Луной зависит главным образом от финансирования космических программ. С технической точки зрения, которая тоже имеет значение, Роскосмос выглядит более подготовленным к достижению Луны, чем НАСА. От обоих в техническом плане отстает Китай, который пока находится на уровне СССР 70-годов, хотя с деньгами там никаких проблем нет.
С точки зрения мотивации Луна для НАСА - вопрос сохранения технологий, для Китая - вопрос престижа, а для Роскосмоса - вопрос выживания на свертывающемся рынке пусковых услуг. Поэтому Автомалиновка не исключает того, что на Луне будут ездить российские луноходы и луномобили, каким бы невероятным это сейчас ни выглядело. Надо готовиться к великим свершениям и открытиям!
Однако, все наши сравнения планов национальных космических агентств не учитывают новую силу, которая уже вышла на лидирующие позиции в космической гонке. Речь идет о частном космосе, про который наша следующая статья.
Автор либо не специалист, либо сознательно вводит в заблуждение. В лунной гонке участвуют 2 сверхдержавы, но это не США и РФ, а США и Китай. В РФ только проекты, а не реальные планы. Утеряны технологии и кадры, которые были в СССР, нет финансовых возможностей все это восстановить. РН Ангара создается уже более 20 лет и морально устарела. Летающие РН Союз и РН Протон созданы в СССР более 50 лет назад. Запусков на Луну не проводилось уже десятки лет. Во многом мы отстали уже от Китая. Конкуренции с США и Китаем РФ не выдержит. Это горькая и обидная констатация фактического состояния наших космических возможностей.
Не специалист. Но мнение специалистов по "лунному вопросу" мне известно. Цель заключалась в том, чтобы дать технически объективную картину, как это видится со стороны, а не с точки зрения человека, погруженного в текущую рутину.
Сравните 60-е годы, когда СССР готовил высадку на Луну и была вера в то, что это возможно, хотя достаточных технических предпосылок еще не было. И нынешнее время, когда техника готова, но люди не верят в свои силы и возможности. Если же говорить о том, кто в итоге вернется на Луну - то до реального осуществления лунных планов пока еще везде далеко. И по ходу камбэка многое может измениться.
Прочитал статью. Дмитрий Олегович, я вас узнал!
PS. Товарищ аффтар, не надо всех читателей держать за идиотов! Роскосмос у него первый достигнет Луны!!!
У Рогозина есть ведомственный журнал - "Русский космос", твиттер и еще много всего, чтобы излагать свою точку зрения. И где вы нашли утверждение, что "Роскосмос первым достигнет Луны"? Бюджет на это - не выделен. Читайте внимательнее, в том числе соседние статьи по лунной теме.
Прочитал статью, и понял, автору нужно снимать розовые очки. Забавно по поводу отсутствия промышленности в США. Автор, если промышленности в США нет, то как же им удалось создать беспилотный челнок X-37b, от куда у них защищённые микросхемы класса "космос"? Странно ведь, промышленности нет, а передовые ракеты и космические корабли строит.
Н-1 и BFR ни чего общего не имеют, это два разных концептуальных проекта.
Лунная гонка сейчас будет идти между КНР и США, Россия будет стоять в сторонке.
Где вы нашли "отсутствие промышленности в США"? Есть там промышленность, но в структуре ВВП она занимает 21%. Против 70%, которые создают торговля, финансовый сектор и недвижимость - именно они производят иллюзию самой мощной в мире экономики.
Это полезно знать, чтобы потом не возник вопрос о том, почему "самое мощное в мире государство" уже много лет не может отправить свой челнок на Луну? По проектам Маска - многие специалисты сомневаются в их осуществимости именно исходя из опыта H-1. Китай тоже пока далек от Луны по чисто технологическим причинам, его уровень - это СССР 60-70-x годов.
Все это полная муть!Ракеты -гиганты стоят фантастических бабок,ни одна Луна не стоит таких трат.Что бы полеты на Луну стали рентабельны, нужно делать космический буксир на ионных двигателях!
Спасибо за напоминание - когда-нибудь мы напишем про ТЭМ, который уже проектируют. Но эта перспективная техника подходит для медленной доставки грузов, а пилотируемые полеты через радиационные пояса будут проводиться с помощью химических РД. При кванте 25-35 тонн для полета человека к Луне требуется четырехпуск, что выглядит слишком сложно и дорого - поэтому повсеместно ставится задача увеличения размерности ракет до сверхтяжелого класса, чтобы решить задачу с меньшим количеством пусков.
А вопрос о том, как сделать запуск сверхтяжелой ракеты дешевле - да, он очень интересный и не решенный до сих пор! Именно это заставляет сомневаться в серьезности лунных пилотируемых планов.
"Все это полная муть!Ракеты -гиганты стоят фантастических бабок,ни одна Луна не стоит таких трат.Что бы полеты на Луну стали рентабельны, нужно делать космический буксир на ионных двигателях!"
Буксир, это конечно хорошо, но проблему высокой стоимости полностью не решает.
Решение в создании и эксплуатации многоразовой космической техники, которая способна значительно снизить стоимость доставки грузов на орбиту.
Именно по этому пути идет Маск.
Наконец-то более-менее адекватная статья с экономическими расчетами хотя бы. Не вижу смысла кого-то хаять, а паче прямо сейчас запускать что-то в космос без экономической отдачи.
Даже самые тяжелые ракеты не сильно помогут нормально исследовать Луну, тем более Марс. Именно из-за огромных денег ракетчики и продвигают свои "супертяжи".
На это тратятся и деньги и время. Никто особо не занимается сравнением вариантов. Может эффективнее на эти деньги создать буксир и отработать сборку кораблей на орбите хотя бы для Лунной миссии. Все равно в конечном счете придется отрабатывать конструкции и технологии МТКС.
Все ракеты фуфло. Единственный выход- квантово-полевые двигатели Владимира Леонова. Военные уже заинтересовались ими, и дело вроде сдвинулось с мёртвой точки.
Уважаемый автор. В вашу таблицу: "Расчет ВБР" желательно добавить и ракету Королева Н-1.
Только в расчете ВБР для Н-1 необходимо учитывать, что отказ даже 2-х двигателей на первой ступени и одного на 2-й являются штатными режимами полета. Следовательно, аварийной ситуацией будет считаться одновременный отказ сразу 3-х двигателей на первой ступени и 2-х для второй.
*
Если взять данные по надежности двигателя НК-33 из статьи: БОЛЬШОЕ ВИДИТСЯ НА РАССТОЯНИИ
http://engine.aviaport.ru/issues/03/page40.html
Станислав Петренко, главный конструктор Волжского КБ РКК "Энергия" им. С.П. Королева, д.т.н.
Александр Иванов, ведущий конструктор ОАО "СНТК им. Н.Д.Кузнецова"
Цитата: "О высокой надежности двигателя НК-33 говорят также следующие данные:
- общая наработка к 1974 г составила более 180 000 с;
- технический ресурс достиг 1200 с, что соответствует десяти полетным циклам РН Н1;
- получен гарантированный ресурс 600 с при пяти пусках; - подтверждена вероятность безотказной работы равная 0,996;"
*
Откуда получаем вероятность аварии для одного двигателя 0,004, для единовременного отказа сразу 2-х двигателей 0,000016 и для 3-х двигателей равна 0,000000064.
Итоговая надежность 1-й и 2-й ступеней ракеты Н-1 практически 100%.
Спасибо за интересный материал! Оценки по ВБР H-1 имеются, но они не 100%. Причина в том, что при испытаниях Н-1 не была решена проблема создания эффективной САЗ (системы аварийной защиты) которая отключает аварийный РД до его взрыва. Требуется знать коэффициент охвата САЗ, а этот параметр неизвестен. Поэтому посчитать ВБР с высокой степенью достоверности не удается - это и есть причина, по которой я не привел в таблице данные по H-1 и другим ракетам с резервированием РД.
Само резервирование РД для сверхтяжелых ракет, по моему убеждению, необходимо. А чтобы его обосновать, требуется всесторонняя и дорогостоящая отработка САЗ на стенде. Тогда станут известны все параметры для расчета ВБР.
при испытаниях Н-1 не была решена проблема создания эффективной САЗ (системы аварийной защиты) которая отключает аварийный РД до его взрыва
Это не совсем верные данные.
а) В своей книге Черток уверяет:
Цитата: "За пять лет стендовой и летной эксплуатации вся аппаратура КОРДа доведена, наконец, до высокой надежности. С этим согласились все эксперты."
б) Данные по надежности двигателей НК-33.
http://lpre.de/sntk/NK-33/tests.htm
ЖРД НК-33 (11Д111) и НК-43 (11Д112)
Cтендовая отработка по материалам [1] и [10]
Цитата: "Высокая надёжность двигателей была подтверждена большой положительной статистикой, полученной в процессе стендовой отработки - 221 испытанием 76 двигателей в широком диапазоне (существенно превышающем требования ТЗ) изменения внешних и внутренних факторов.
Надёжность многократного запуска была подтверждена на 24 экземплярах двигателей с кратностью повторений запусков до 10 на одном двигателе. При этом параметры процесса запуска при повторных пусках сохранялись стабильными и не зависели от количества проведенных пусков.
Для подтверждения надёжности был разработан и внедрён в практику испытаний комплекс высокоэффективных измерительных и диагностических средств анализа быстропротекающих динамических процессов. Были применены методы детального математического и гидродинамического моделирования нестационарных режимов работы двигателей, а также методы искусственного физического воспроизведения при стендовых испытаниях различных предполагаемых (даже маловероятных) отказов двигателей.
Thinking, вы оперируете данными 2006 года (статьи можно найти в сносках к материалу на lpre.de). C тех пор многое поменялось, в частности, появилась реальная летная статистика НК-33 (1 авария после 16 отработок на Союзе-2.1в и Antares). Это ВБР РД 15/16=93.75%, увы. Причем авария Antares была со взрывом ТНА, что как раз ставит вопрос об эффективности работы САЗ.
Читайте здесь: orb3_irt_execsumm_0.pdf
Почему так получилось? Американцы в своем отчете указывают на возможные дефекты сборки НК-33.
Были аварии и во время последних наземных испытаний НК-33 в США и у нас.
Можно ли довести НК-33 до обещанных в 2006 году параметров надежности? Это серьезный инженерный вопрос, который, к сожалению, не решается в рамках популярной статьи. Сначала должны быть проведены исследования и испытания, а уже потом можно будет оценить надежность Н-1 c НК-33, какой она могла бы быть. Или надежность модифицированной H-1 с РД-191 вместо НК-33.
Но то, что сделано к настоящему времени, не проясняет вопрос об эффективности САЗ, поскольку для нынешних ракет - Союза-2.1в, Antares и Ангары эта система менее актуальна, чем для H-1. У этих современных РН нет резервирования и при отказе любого РД они терпят неудачу. Есть только требование увода Ангары-А5 от СК при отказе одного РД-191 на старте. И в этой связи было утверждение о том, что РД-191 "не взрывается", но значение коэффициента охвата САЗ не сообщается.
Давайте проведем простой анализ доступной информации по двигателю НК-33 после 2006 года. gazeta.ru...a_6290605.shtml
Цитата 1: "Ранее отказ НК-33 на испытаниях случился в июне 2011 года все на том же стенде. Тогда пожар был связан с утечкой керосина в топливопроводе, которая произошла из-за коррозии, возникшей в 40-летней детали."
Цитата 2: "В самарском СНТК имени Кузнецова, производителе двигателей НК-33, так прокомментировали неудачный запуск: «Мы не можем говорить о конструктивных особенностях самой ракеты-носителя Antares и взаимодействии всех ее систем во время запуска на стартовом столе и в условиях полета, это не наше поле деятельности. Однако принципиальным является тот факт, что во время старта двигатели первой ступени AJ-26 (модификация НК-33) работали в штатном режиме. Официальных просьб о привлечении специалистов ОАО «Кузнецов» к комиссионной работе по ситуации не поступало»."
Цитата 3: "... топливные же баки собираются в украинском КБ «Южное» в Днепропетровске."
***
1-я цитата отвергается как совершенно несерьезная. В случае возобновления производства НК-33 использование деталей с коррозией полностью исключено.
2-я цитата о РН Антарес. Спецы Кузнецова отвергают версию ненадежности ТНА и, что весьма интересно, их не привлекают к работе комиссии. Почему? Может хотели скрыть правду.
3-я цитата. Топливные баки в Америку могли прибыть с небольшим подарком от наших украинских "друзей". См. далее 2-ю версию аварии ТНА.
*
Теперь смотрим документ от NASA. Кто хорошо знает английский язык читают оригинальный текст, всем прочим корявый компьютерный перевод.
Сразу хочу обратить внимание, что при модификации двигателей НК-33 основные работы были направлены на повышение надежности ТНА!
*
orb3_irt_execsumm_0.pdf
The IRT identified three credible technical root causes (TRCs), any one or a combination of which could have
resulted in the E15 failure:
IRT определили три вероятные технические коренные причины (TRC), любая из которых или их комбинация могут иметь
привел к выходу из строя Е15:
*
• TRC-1: Inadequate design robustness of the AJ26 LO2 HBA and turbine-end bearing for
Antares.
• TRC-1: Недостаточная прочность конструкции HBA AJ26 LO2 и подшипника со стороны турбины для
Антарес.
*
• TRC-2: Foreign Object Debris (FOD) introduction to the E15 LO2 turbopump. Forensic
investigation identified the presence of both titanium and silica FOD within E15 prior to its
impact on the beach. However, no firm conclusions can be drawn with respect to the quantity of
FOD introduced to or already present within the engine prior to or at the time of the explosion.
• TRC-2: Обломки посторонних предметов (FOD) в турбонасосе E15 LO2. Судебно-медицинская экспертиза расследование выявило присутствие как титана, так и кремнезема FOD в E15 до его воздействие на пляж. Однако нельзя сделать однозначных выводов относительно количества FOD, введенный или уже присутствующий в двигателе до или во время взрыва.
*
• TRC-3: Manufacturing or other workmanship defect in the E15 LO2 turbopump. Forensic investigation performed by Orbital ATK and NASA discovered the presence of a defect on the turbine housing bearing bore that was not consistent with baseline design requirements.
• TRC-3: Производственный или иной дефект изготовления турбонасоса E15 LO2. Судебно-медицинская экспертиза расследование, проведенное Orbital ATK и НАСА, обнаружило наличие дефекта на отверстие подшипника в корпусе турбины, которое не соответствовало требованиям базовой конструкции.
***
Итак, мы имеем три равновероятные причины (с точки зрения NASA), но насколько они реальны?
Очевидно, что недостаточная прочность какой-либо детали надежно выявляется при стендовой отработке.
Заводской брак также элементарно диагностируется при огневом прожиге двигателя.
Остается только причина 2. Наличие титановых обломков и песка в ТНА. Песок для подщипников, а титановая деталь для лопаток ТНА.
*
Резуме. Нет никаких оснований подвергать сомнению надежность двигателя НК-33, равную 0,996.
*
Цитата: "Можно ли довести НК-33 до обещанных в 2006 году параметров надежности?"
***
Автор, надежность 0,996 реально достигнута на стендах и ее не надо доказывать.
Предлагаете проигнорировать летную статистику НК-33 и взять вместо нее результаты стендовых испытаний, которые "доказывают" 0.996? Тогда получится, что СТК на основе РД-171/180 мы оцениваем по одной методике, а H-1 по другой? Это порочный подход. Имейте в виду, что отказы РД-171 также списываются на "подарки" наших украинских "друзей". С другой стороны, при запуске Hapo-1 с РД-151 (экспортный РД-191) была аномалия, которую списали на корейцев (и она НЕ попала в статистику). Но если встать на путь ревизии оф. летной статистики, какой бы противоречивой она не была и вместо нее поверить результатам стендовых испытаний от создателей РД - то почти любая ракета получит ВБР ~99%. И тогда все сравнения "отличного с лучшим" потеряют всякий смысл.
Уж поверьте специалисту по теории надежности... Я постарался дать прогноз _реальной_ ВБР по некоторым будущим российским ракетам. Ничего подобного вы в открытых источниках не найдете, а если найдете, то там будет 0.99 или около того. К сведению, ВБР Енисея на ОИСЛ будет обоснована как 0.98. В реальности же она ожидается на порядок хуже.
По поводу американцев ничего не могу сказать плохого. Кроме того, что они не пригласили к расследованию представителей СНТК. А в Самаре вообще остались специалисты, знающие НК-33? Для объективности надо признать, что в США хорошо поставлена работа над надежностью ракетной техники. И то, что там написали про НК-33 - 1) недостаточная прочность 2) разрушительные обломки посторонних предметов и 3) дефекты изготовления - все это реальные недостатки данного РД и все они идут в строку ВБР. Дефекты изготовления - всякие дырки, припои, гайки и т.п. встречаются и у старых советских и у новых российских РД. Это тоже реальность, которая изрядно компрометирует вашу теорию насчет "доказанной" ВБР 0.996.
По поводу Н-1. У этой РН много сторонников. Я думаю, что и сам достаточно поддержал H-1, когда написал, что американский Starship - это продолжение королевского направления в создании сверхтяжелой ракетной техники. У нас старательно копируют все американское - и если в США справятся со "Старшипом", то и возрождение H-1 в России обязательно станет трендом.
А для глушковских РД сейчас наступает "момент истины". На их основе сделают "царь-ракету" и нарвутся на то, что они для нее - не подходят. И тогда вернутся к азам теории надежности, конструкциям с резервированием, вспомнят про КОРД и проч.
"Предлагаете проигнорировать летную статистику НК-33 и взять вместо нее результаты стендовых испытаний, которые "доказывают" 0.996?"
***
Я за объективный подход к оценке надежности, Вы же за формальный подход.
*
Представьте, что в самолеты определенной марки конкуренты начали подкладывать взрывчатку. Самолеты взрываются и конкуренты кричат о низкой надежности самолета. Ваш подход, основанный на летной статистике, показывает низкую надежность. Разве это верно?
Объективно, эти взрывы не должны учитываться в статистике и, если уж говорить о надежности, то надо говорить о низкой надежности служб безопасности.
*
Документ NASA не дает точного ответа о причине взрыва, но Вы, по непонятной мне причине, уверенно относите ее к самому двигателю. Это мне напоминает пресловутое «highly likely» (Хайли лайкли — дословный перевод "весьма вероятно").
*
Добавлю немного о "недостаточной" прочности и заводских дефектах.
*
"Максимальное число пусков на одном двигателе без съёма со стенда равно 17. Двигатель К-004 наработал 4,5 ч без съёма со стенда, двигатель К-005 - 3 ч, двигатель Ф-002/2 - 1,4 ч, а двигатель К-007/2 - 1,5 ч.
"Недостаточно" прочный двигатель отработал 4,5 часа без съёма со стенда, вместо 2-х минут, соответствующих реальному полету 1-й ступени.
*
"общая наработка к 1974 г составила более 180 000 с"
Это 50 часов!
В этих тестах выявляются все слабые места с недостаточной прочностью и все возможные заводские дефекты.
Выявленные слабые места усиливаются, технологии производства меняются для исключения дефектов, а халтурщиков и неумех выставляют за ворота.
Поэтому, заявлять о "недостаточной" прочности и заводских браках могут только американцы.
*
На тестовых испытаниях конечно же были ЧП, что, вполне объективно, учитывалось.
Таким образом, ВБР 0.996 получена честно!
Будьте более объективны.
Никому из участников проекта не надо было специально портить репутацию НК-33, а те кому надо - не имели доступа к процессу производства первой ступени Антареса. Orblital продолжает летать на российских двигателях, только теперь это куда более дорогие РД-181. А купленные задешево НК-33 лежат на балансе мертвым грузом. Это чистый убыток. На эту тему у англосаксов даже есть поговорка - "мы не настолько богатые люди, чтобы покупать дешевые вещи".
Если говорить об одной из возможных причин аварии - то НК-33 создавался для Н-1 с гладкими баками, а у Antares бак окислителя частично (в нижней части) фрезерованный. Это повышает вероятность наличия FOD. При этом фильтр по линии окислителя поставили миллиметровый (1.1 или 1.2 мм), как у себя на кухне. Может быть, здесь сказалось опрометчивое обещание самарцев насчет того, что "наш РД может кушать гайки" (см. их статьи). Кремний, как сообщали, мог попасть из бака в виде остатков силикагеля. У РД-180, для сравнения, фильтр 160 мкм.
Т.е. авария МОЖЕТ объясняться данным конструктивным просчетом создателей Antares (как одной из возможных причин). Но на репутации НК-33 сказались предшествующие отказы на стендовых испытаниях "Orbital continued to compare data from the October explosion with a May 2014 test stand failure of a different AJ-26 engine, and prior failures involving AJ-26 ground tests in 2009, 2011 and 2012.". А также то, что он в советское время не прошел летные испытания, которые обязательны для устранения последних недоработок конструкции и отработки технологии производства РД.
Т.е. в сухом осадке. Мне надо оценить надежность будущих российских СТК. Я беру для этого РД-171/180/191 с наилучшей летной статистикой, которые любовно вылизываются на опытном производстве Энергомаша (только сейчас производство РД-191 передают в Пермь). И то, что получается - вы видите.
Предлагаете взять вместо летной статистики результаты внутренних испытаний РД (а новые РД-171МВ вообще будут испытывать виртуально, путем моделирования)? Вы называете это объективным подходом? А по моему, это всегда называлось очковтирательством... Именно так на бумаге обосновывается ВБР РН 99%. А потом начинается разбор недалеких полетов - "у нас отличные РД, но не помыли баки ракеты". Или "РД и ракета отличные и баки помытые, но все испортили разгильдяи на производстве". И как апофеоз - "американцы просверлили дырки в нашей ракете".
Давно пора перестать верить обещаниям сверхвысокой надежности... Я сейчас жду, когда по РД-191 появятся статистика САЗ, пусть стендовая (поскольку летную статистику надо набирать десятилетиями). Тогда можно будет на основе летной статистики РД и стендовой статистики САЗ посчитать ВБР многодвигательной установки с резервированием, как у H-1. Это будет очень интересно. По "старым ржавым" НК-33 - хорошо если догадаются пустить их в расход для набора статистики САЗ, тогда можно будет посчитать ВБР H-1 исходя из ВБР РД ~0.99 и полученных на испытаниях коэффициентах α и Рл. Обратите внимание на то, что коэффициенты α и Рл в реальности никогда не будут равны 1. Но ими можно играть, повышая α за счет снижения Рл и наоборот, добиваясь достижения максимальной ВБР ДУ.
Цитата: "Мне надо оценить надежность будущих российских СТК. Я беру для этого РД-171/180/191 с наилучшей летной статистикой"
***
В ракете Союз-5 (можно сказать, это основа будущих российских СТК) будет использоваться двигатель РД-171МВ, а не РД-171. Двигатель РД-171МВ также должен быть отработан на стенде, а впоследствии пройти и летные испытания.
В плане надежности, он не имеет никаких особых преимуществ перед НК-33, тем более, что НК-33 уже прошел очень суровые стендовые испытания.
В вашей таблице, однако, указан РД-171.
Вместе с тем указан и двигатель РД-191 P191=0.99 с пометкой "оценочно".
На мой взгляд было бы справедливо добавить и строчку по двигателю НК-33 Р33=0.996 с такой же пометкой "оценочно".
*
Я не стремлюсь доказать, что НК-33 самый лучший двигатель , но то, что он вполне может составить здоровую конкуренцию двигателям РД-191 и РД-171МВ вполне очевидно.
*
Замечания по поводу коэффициентов α и Рл
Коэффициент охвата (α) обычно трактуется как вероятность безаварийного выключения отказавшего двигателя.
По результатам тестов можно ожидать, что (α) явно не меньше 0.9999 (он, как бы, разучился взрываться).
Вероятность выдачи ложной команды на выключение двигателя для современной сверхбыстрой цифровой техники практически равна 0, то есть (Рл)>0.999999 (я решил не писать =1)
Вы конечно правы, коэффициенты α и Рл в реальности никогда не будут равны 1, но они вполне могут быть очень близки к 1 для двигателей НК-33.
*
Замечание по статье: 02-2015/02-02.pdf
Цитата: "Однако, на самом деле при реальных значениях вероятностей (α < 1 и Рл < 1) эффект от резерва существенно снижается. Это было продемонстрировано результатами летных испытаний ракеты Н-1, при которых на первой ступени наблюдались и ложные выключения исправных двигателей, и низкая эффективность САЗ по предотвращению взрыва и возгорания отказавших двигателей [1]."
***
Авторы статьи ссылаются на результаты полученные с двигателями НК-15 и на автоматику полувековой давности!!!
Двигателей НК-33, как бы, не существует, да и современной автоматики к ним тоже нет!
Хотя, даже Википедия знает, что НК-33: "Применяется в первой ступени РН Союз-2.1 В, планируется применение в РН «Союз-2-3»".
Это как называется?
Полагаю, что авторы статьи Солнцев В.Л., Радугин И.С. и Задеба В.А. должны знать, что подобные махинации легко видны не только специалистам, но и людям далеким от ракетно-космической техники.
Авторы (Радугин и др.) поступают методически правильно - они используют доступную статистику запусков H-1, которая есть только по HК-15. Потому что там действительно было много РД и САЗ. А больше у нас - нигде.
Про НК-33 понятно, что он надежнее НК-15 - хотя бы потому, что допускает прожиг. Но ракеты Н-1 с ним не дали испытать, к сожалению. Иначе уважаемые авторы взяли бы именно статистику НК-33. А Ваше предложение взять ВБР 0.9996 неправильно, потому что реальный ВБР РД определятся не на земле, а в полете. Для керосиновых РД замкнутой схемы статистически доказанный ВБР составляет 0.99. Для керосиновых РД открытой схемы, простейших по конструкции и наиболее надежных - примерно 0.999. Вы берете еще выше. Почему НК-33, который летал 16 раз, должен считаться надежнее РД-107/108, совершивших около 10 тыс. полетов? Могли бы взять РД-253/275 от Протона с ВБР 0.998, т.к. у него тоже замкнутая схема (но гептиловые РД считаются надежнее, чем керосиновые). Вы спокойно берете ВБР в 5 раз лучше и добавляете взятые с потолка α=0.9999 и Рл=0.999999, которые вообще никак не определялись. Потому что ДУ 1 степени Н-1 в сборе (именно от нее надо брать α и Рл) не прожигалась на земле ни разу, а только летала и взрывалась с α=0 и Рл=0.75.
Так не делается... Просто надо констатировать три факта:
1. НК-33 надежнее, чем НК-15 (это было известно еще в 70-е годы)
2. Автоматика САЗ за полвека стала цифровой и, конечно же, более быстродействующей и адекватной.
3. Следовательно, H-1 можно довести до ума, желательно снизив число РД до исходных для этого проекта 24.
И это все, конкретные цифры Р, α и Рл надо получать экспериментально.
Их (оценки Р, α и Рл) получат скоро, но не у нас, а в США для Super Heavy и "Раптора". Читайте - Полеты звездных кораблей в Бока-Чика, только что написал как раз по мотивам обсуждения с Вами Там много не только про "Старшип", но и про Н-1.
Могли бы получить оценки САЗ и у нас, тем более что вновь поставлена задача сделать супертяж. Но по НК-33 есть только Союз-2.1в, а с его помощью можно уточнить только Р, и то через 100 лет. По РД-191 все параметры будут уточняться на Ангаре A5, у которой есть требование увода от СК при отказе 1 РД из 5, т.е. нужна САЗ. Но поскольку и она летает редко, то снова потребуется много десятков лет, чтобы собрать статистику отказов.
Случайно наткнулся на эту статью, решил дай думаю посмотрю.
Что я могу сказать - автор по-моему не понимает про что пишет, хотя и пытается сделать статью наукообразной. Полностью разбирать не буду - не хочу тратить свое время, но несколько слов скажу.
1) цитата: "В 70-х годах РН Н-1 объявили устаревшей. Это недоразумение полностью снято в наше время после того, как Илон Маск стал использовать похожую концепцию сверхтяжелой РН в своей перспективной Big Falcon Rocket (BFR)." Хотелось бы понять какая именно концепция по мнению автора заложена в конструкцию Н-1, которая к тому же используется в BFR? Один из основных недостатков Н-1 состоит в том что в отличие от основной массы ракет имеющих несущие баки в Н-1 баки были не несущие, они подвешивались в прочном корпусе ступеней, это слишком тяжелая конструкция. Не буду утверждать, но подозреваю что в BFR баки несущие.
2. Я очень повеселился прочитав что блок Ц "Энергии" "плыл на барже по Волге и потом ехал на на платформе по степи", в СССР видимо были замечательные дороги прямо от берега Волги по степи до самого Байконура. На самом деле блок Ц везли по воздуху на самолете 3МТ, не буду утверждать что целиком - не помню, надо смотреть, кажется отдельно бак "О" и бак "Г", а собирали уже на Байконуре. Кроме того, РН "Энергия" рассчитана на вывод полезной нагрузки (например корабля Буран) сбоку, если ее поставить наверх, то блок Ц просто не выдержит нагрузки.
3. Рассуждения про увеличение грузоподъемности Ангары путем установки двигателя РД-171 вместо РД-191 не выдерживают никакой критики - мол надо "всего лишь" увеличить объем баков УРМ! Нет, дорогой мой автор - поставить четырёхкамерный двигатель тягой 800 тс вместо однокамерного тягой 200 тс просто так не получиться - не нашел быстро диаметр УРМ-1, но подозреваю что РД-171 просто не поместится на торце УРМ-1, но даже если и поместится, то из-за возросшей нагрузки его все равно придется пересчитывать, так что проще и дешевле сделать новый чем переделывать существующий, а в таком случае от Ангары ничего не остается.
В общем думаю автор не имеет инженерного образования (или по крайней мере не в этой области), а потому ему лучше писать о чем-нибудь более для него привычном.
С уважением и проч.
Юрий Гор
Установка более мощных РД и увеличение объема баков Ангары, очевидно, предполагает увеличение диаметра УРМов (и в статье об этом было написано). Ну а способ изготовления баков Старшипа мы сейчас наблюдаем в реальном времени. Они держатся на наддуве. Но, наверное, дело не только в конструкции баков, которая определяется доступными технологиями? Было бы возможно в 60 годы сделать H-1 на несущих баках - так бы и сделали. Сходство H-1 и BFR заключается в тандемной компоновке ракеты, использовании большого числа высокоэффективных РД и ставке на их резервирование.
Примечание про степь я из статьи убрал - даже не помню теперь, из какого источника почерпнул такое неверное видение вопроса.
Сравните 60-е годы, когда СССР готовил высадку на Луну и была вера в то, что это возможно, хотя достаточных технических предпосылок еще не было. И нынешнее время, когда техника готова, но люди не верят в свои силы и возможности. Если же говорить о том, кто в итоге вернется на Луну - то до реального осуществления лунных планов пока еще везде далеко. И по ходу камбэка многое может измениться.
PS. Товарищ аффтар, не надо всех читателей держать за идиотов! Роскосмос у него первый достигнет Луны!!!
Н-1 и BFR ни чего общего не имеют, это два разных концептуальных проекта.
Лунная гонка сейчас будет идти между КНР и США, Россия будет стоять в сторонке.
Это полезно знать, чтобы потом не возник вопрос о том, почему "самое мощное в мире государство" уже много лет не может отправить свой челнок на Луну? По проектам Маска - многие специалисты сомневаются в их осуществимости именно исходя из опыта H-1. Китай тоже пока далек от Луны по чисто технологическим причинам, его уровень - это СССР 60-70-x годов.
А вопрос о том, как сделать запуск сверхтяжелой ракеты дешевле - да, он очень интересный и не решенный до сих пор! Именно это заставляет сомневаться в серьезности лунных пилотируемых планов.
Буксир, это конечно хорошо, но проблему высокой стоимости полностью не решает.
Решение в создании и эксплуатации многоразовой космической техники, которая способна значительно снизить стоимость доставки грузов на орбиту.
Именно по этому пути идет Маск.
На это тратятся и деньги и время. Никто особо не занимается сравнением вариантов. Может эффективнее на эти деньги создать буксир и отработать сборку кораблей на орбите хотя бы для Лунной миссии. Все равно в конечном счете придется отрабатывать конструкции и технологии МТКС.
Только в расчете ВБР для Н-1 необходимо учитывать, что отказ даже 2-х двигателей на первой ступени и одного на 2-й являются штатными режимами полета. Следовательно, аварийной ситуацией будет считаться одновременный отказ сразу 3-х двигателей на первой ступени и 2-х для второй.
*
Если взять данные по надежности двигателя НК-33 из статьи: БОЛЬШОЕ ВИДИТСЯ НА РАССТОЯНИИ
http://engine.aviaport.ru/issues/03/page40.html
Станислав Петренко, главный конструктор Волжского КБ РКК "Энергия" им. С.П. Королева, д.т.н.
Александр Иванов, ведущий конструктор ОАО "СНТК им. Н.Д.Кузнецова"
Цитата: "О высокой надежности двигателя НК-33 говорят также следующие данные:
- общая наработка к 1974 г составила более 180 000 с;
- технический ресурс достиг 1200 с, что соответствует десяти полетным циклам РН Н1;
- получен гарантированный ресурс 600 с при пяти пусках; - подтверждена вероятность безотказной работы равная 0,996;"
*
Откуда получаем вероятность аварии для одного двигателя 0,004, для единовременного отказа сразу 2-х двигателей 0,000016 и для 3-х двигателей равна 0,000000064.
Итоговая надежность 1-й и 2-й ступеней ракеты Н-1 практически 100%.
Смотрите попытки оценок здесь:
03-2013/03-01.pdf
02-2015/02-02.pdf
Само резервирование РД для сверхтяжелых ракет, по моему убеждению, необходимо. А чтобы его обосновать, требуется всесторонняя и дорогостоящая отработка САЗ на стенде. Тогда станут известны все параметры для расчета ВБР.
Это не совсем верные данные.
а) В своей книге Черток уверяет:
Цитата: "За пять лет стендовой и летной эксплуатации вся аппаратура КОРДа доведена, наконец, до высокой надежности. С этим согласились все эксперты."
б) Данные по надежности двигателей НК-33.
http://lpre.de/sntk/NK-33/tests.htm
ЖРД НК-33 (11Д111) и НК-43 (11Д112)
Cтендовая отработка по материалам [1] и [10]
Цитата: "Высокая надёжность двигателей была подтверждена большой положительной статистикой, полученной в процессе стендовой отработки - 221 испытанием 76 двигателей в широком диапазоне (существенно превышающем требования ТЗ) изменения внешних и внутренних факторов.
Надёжность многократного запуска была подтверждена на 24 экземплярах двигателей с кратностью повторений запусков до 10 на одном двигателе. При этом параметры процесса запуска при повторных пусках сохранялись стабильными и не зависели от количества проведенных пусков.
Для подтверждения надёжности был разработан и внедрён в практику испытаний комплекс высокоэффективных измерительных и диагностических средств анализа быстропротекающих динамических процессов. Были применены методы детального математического и гидродинамического моделирования нестационарных режимов работы двигателей, а также методы искусственного физического воспроизведения при стендовых испытаниях различных предполагаемых (даже маловероятных) отказов двигателей.
Например, проводились испытания с забрасыванием на вход в кислородный насос работающего двигателя больших порций металлической стружки, крепёжных деталей (винтов, гаек), больших кусков грубой протирочной ткани (размером 60х60 см) и др. Всё это не привело к аварийным исходам. Даже резкое, ударное перерезывание («гильотирование») с помощью специального устройства входного трубопровода горючего на работающем двигателе не приводило к взрыву и пожару, а вызывало плавное прекращение рабочего процесса с сохранением работоспособности двигателя при последующих пусках."
***
Резюме. Двигатели НК-33 больше не взрываются! Учитывая этот факт, высокую надежность системы КОРД и наличие на борту цифровой ЭВМ можно вполне обоснованно утверждать, что проблема создания эффективной САЗ была успешно решена уже к пятому полету Н-1.
*
Замечание по статье ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К МАРШЕВЫМ ДВИГАТЕЛЯМ ПЕРСПЕКТИВНЫХ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ СВЕРХТЯЖЕЛОГО КЛАССА С ЖИДКОСТНЫМИ РАКЕТНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
© 2015 г. Солнцев В.Л., Радугин И.С., Задеба В.А.
02-2015/02-02.pdf
Трудно представить, что авторам статьи не известны данные по надежности двигателей НК-33. Однако в статье о них нет даже намека, а речь ведется о ненадежных двигателях НК-15. Какова цель этих манипуляций данными?
Считая коэффициенты (α) и (Рл) равными единице (обоснование см. выше), а надежность единичного двигателя НК-33 равной 0,996 из графика на рис. 3 можно получить ВБР всей ДУ из 30 двигателей равной 0,997, Если Вы не доверяете полностью результатам, полученным на стендах, то можете эту вероятность сопроводить комментарием не "статистически", а "оценочно".
Читайте здесь:
orb3_irt_execsumm_0.pdf
Почему так получилось? Американцы в своем отчете указывают на возможные дефекты сборки НК-33.
Были аварии и во время последних наземных испытаний НК-33 в США и у нас.
Можно ли довести НК-33 до обещанных в 2006 году параметров надежности? Это серьезный инженерный вопрос, который, к сожалению, не решается в рамках популярной статьи. Сначала должны быть проведены исследования и испытания, а уже потом можно будет оценить надежность Н-1 c НК-33, какой она могла бы быть. Или надежность модифицированной H-1 с РД-191 вместо НК-33.
Но то, что сделано к настоящему времени, не проясняет вопрос об эффективности САЗ, поскольку для нынешних ракет - Союза-2.1в, Antares и Ангары эта система менее актуальна, чем для H-1. У этих современных РН нет резервирования и при отказе любого РД они терпят неудачу. Есть только требование увода Ангары-А5 от СК при отказе одного РД-191 на старте. И в этой связи было утверждение о том, что РД-191 "не взрывается", но значение коэффициента охвата САЗ не сообщается.
gazeta.ru...a_6290605.shtml
Цитата 1: "Ранее отказ НК-33 на испытаниях случился в июне 2011 года все на том же стенде. Тогда пожар был связан с утечкой керосина в топливопроводе, которая произошла из-за коррозии, возникшей в 40-летней детали."
Цитата 2: "В самарском СНТК имени Кузнецова, производителе двигателей НК-33, так прокомментировали неудачный запуск: «Мы не можем говорить о конструктивных особенностях самой ракеты-носителя Antares и взаимодействии всех ее систем во время запуска на стартовом столе и в условиях полета, это не наше поле деятельности. Однако принципиальным является тот факт, что во время старта двигатели первой ступени AJ-26 (модификация НК-33) работали в штатном режиме. Официальных просьб о привлечении специалистов ОАО «Кузнецов» к комиссионной работе по ситуации не поступало»."
Цитата 3: "... топливные же баки собираются в украинском КБ «Южное» в Днепропетровске."
***
1-я цитата отвергается как совершенно несерьезная. В случае возобновления производства НК-33 использование деталей с коррозией полностью исключено.
2-я цитата о РН Антарес. Спецы Кузнецова отвергают версию ненадежности ТНА и, что весьма интересно, их не привлекают к работе комиссии. Почему? Может хотели скрыть правду.
3-я цитата. Топливные баки в Америку могли прибыть с небольшим подарком от наших украинских "друзей". См. далее 2-ю версию аварии ТНА.
*
Теперь смотрим документ от NASA. Кто хорошо знает английский язык читают оригинальный текст, всем прочим корявый компьютерный перевод.
Сразу хочу обратить внимание, что при модификации двигателей НК-33 основные работы были направлены на повышение надежности ТНА!
*
orb3_irt_execsumm_0.pdf
The IRT identified three credible technical root causes (TRCs), any one or a combination of which could have
resulted in the E15 failure:
IRT определили три вероятные технические коренные причины (TRC), любая из которых или их комбинация могут иметь
привел к выходу из строя Е15:
*
• TRC-1: Inadequate design robustness of the AJ26 LO2 HBA and turbine-end bearing for
Antares.
• TRC-1: Недостаточная прочность конструкции HBA AJ26 LO2 и подшипника со стороны турбины для
Антарес.
*
• TRC-2: Foreign Object Debris (FOD) introduction to the E15 LO2 turbopump. Forensic
investigation identified the presence of both titanium and silica FOD within E15 prior to its
impact on the beach. However, no firm conclusions can be drawn with respect to the quantity of
FOD introduced to or already present within the engine prior to or at the time of the explosion.
• TRC-2: Обломки посторонних предметов (FOD) в турбонасосе E15 LO2. Судебно-медицинская экспертиза расследование выявило присутствие как титана, так и кремнезема FOD в E15 до его воздействие на пляж. Однако нельзя сделать однозначных выводов относительно количества FOD, введенный или уже присутствующий в двигателе до или во время взрыва.
*
• TRC-3: Manufacturing or other workmanship defect in the E15 LO2 turbopump. Forensic investigation performed by Orbital ATK and NASA discovered the presence of a defect on the turbine housing bearing bore that was not consistent with baseline design requirements.
• TRC-3: Производственный или иной дефект изготовления турбонасоса E15 LO2. Судебно-медицинская экспертиза расследование, проведенное Orbital ATK и НАСА, обнаружило наличие дефекта на отверстие подшипника в корпусе турбины, которое не соответствовало требованиям базовой конструкции.
***
Итак, мы имеем три равновероятные причины (с точки зрения NASA), но насколько они реальны?
Очевидно, что недостаточная прочность какой-либо детали надежно выявляется при стендовой отработке.
Заводской брак также элементарно диагностируется при огневом прожиге двигателя.
Остается только причина 2. Наличие титановых обломков и песка в ТНА. Песок для подщипников, а титановая деталь для лопаток ТНА.
*
Резуме. Нет никаких оснований подвергать сомнению надежность двигателя НК-33, равную 0,996.
*
Цитата: "Можно ли довести НК-33 до обещанных в 2006 году параметров надежности?"
***
Автор, надежность 0,996 реально достигнута на стендах и ее не надо доказывать.
Уж поверьте специалисту по теории надежности... Я постарался дать прогноз _реальной_ ВБР по некоторым будущим российским ракетам. Ничего подобного вы в открытых источниках не найдете, а если найдете, то там будет 0.99 или около того. К сведению, ВБР Енисея на ОИСЛ будет обоснована как 0.98. В реальности же она ожидается на порядок хуже.
По поводу американцев ничего не могу сказать плохого. Кроме того, что они не пригласили к расследованию представителей СНТК. А в Самаре вообще остались специалисты, знающие НК-33? Для объективности надо признать, что в США хорошо поставлена работа над надежностью ракетной техники. И то, что там написали про НК-33 - 1) недостаточная прочность 2) разрушительные обломки посторонних предметов и 3) дефекты изготовления - все это реальные недостатки данного РД и все они идут в строку ВБР. Дефекты изготовления - всякие дырки, припои, гайки и т.п. встречаются и у старых советских и у новых российских РД. Это тоже реальность, которая изрядно компрометирует вашу теорию насчет "доказанной" ВБР 0.996.
По поводу Н-1. У этой РН много сторонников. Я думаю, что и сам достаточно поддержал H-1, когда написал, что американский Starship - это продолжение королевского направления в создании сверхтяжелой ракетной техники. У нас старательно копируют все американское - и если в США справятся со "Старшипом", то и возрождение H-1 в России обязательно станет трендом.
А для глушковских РД сейчас наступает "момент истины". На их основе сделают "царь-ракету" и нарвутся на то, что они для нее - не подходят. И тогда вернутся к азам теории надежности, конструкциям с резервированием, вспомнят про КОРД и проч.
***
Я за объективный подход к оценке надежности, Вы же за формальный подход.
*
Представьте, что в самолеты определенной марки конкуренты начали подкладывать взрывчатку. Самолеты взрываются и конкуренты кричат о низкой надежности самолета. Ваш подход, основанный на летной статистике, показывает низкую надежность. Разве это верно?
Объективно, эти взрывы не должны учитываться в статистике и, если уж говорить о надежности, то надо говорить о низкой надежности служб безопасности.
*
Документ NASA не дает точного ответа о причине взрыва, но Вы, по непонятной мне причине, уверенно относите ее к самому двигателю. Это мне напоминает пресловутое «highly likely» (Хайли лайкли — дословный перевод "весьма вероятно").
*
Добавлю немного о "недостаточной" прочности и заводских дефектах.
*
"Максимальное число пусков на одном двигателе без съёма со стенда равно 17. Двигатель К-004 наработал 4,5 ч без съёма со стенда, двигатель К-005 - 3 ч, двигатель Ф-002/2 - 1,4 ч, а двигатель К-007/2 - 1,5 ч.
"Недостаточно" прочный двигатель отработал 4,5 часа без съёма со стенда, вместо 2-х минут, соответствующих реальному полету 1-й ступени.
*
"общая наработка к 1974 г составила более 180 000 с"
Это 50 часов!
В этих тестах выявляются все слабые места с недостаточной прочностью и все возможные заводские дефекты.
Выявленные слабые места усиливаются, технологии производства меняются для исключения дефектов, а халтурщиков и неумех выставляют за ворота.
Поэтому, заявлять о "недостаточной" прочности и заводских браках могут только американцы.
*
На тестовых испытаниях конечно же были ЧП, что, вполне объективно, учитывалось.
Таким образом, ВБР 0.996 получена честно!
Будьте более объективны.
Если говорить об одной из возможных причин аварии - то НК-33 создавался для Н-1 с гладкими баками, а у Antares бак окислителя частично (в нижней части) фрезерованный. Это повышает вероятность наличия FOD. При этом фильтр по линии окислителя поставили миллиметровый (1.1 или 1.2 мм), как у себя на кухне. Может быть, здесь сказалось опрометчивое обещание самарцев насчет того, что "наш РД может кушать гайки" (см. их статьи). Кремний, как сообщали, мог попасть из бака в виде остатков силикагеля. У РД-180, для сравнения, фильтр 160 мкм.
Т.е. авария МОЖЕТ объясняться данным конструктивным просчетом создателей Antares (как одной из возможных причин). Но на репутации НК-33 сказались предшествующие отказы на стендовых испытаниях "Orbital continued to compare data from the October explosion with a May 2014 test stand failure of a different AJ-26 engine, and prior failures involving AJ-26 ground tests in 2009, 2011 and 2012.". А также то, что он в советское время не прошел летные испытания, которые обязательны для устранения последних недоработок конструкции и отработки технологии производства РД.
Предлагаете взять вместо летной статистики результаты внутренних испытаний РД (а новые РД-171МВ вообще будут испытывать виртуально, путем моделирования)? Вы называете это объективным подходом? А по моему, это всегда называлось очковтирательством... Именно так на бумаге обосновывается ВБР РН 99%. А потом начинается разбор недалеких полетов - "у нас отличные РД, но не помыли баки ракеты". Или "РД и ракета отличные и баки помытые, но все испортили разгильдяи на производстве". И как апофеоз - "американцы просверлили дырки в нашей ракете".
Давно пора перестать верить обещаниям сверхвысокой надежности... Я сейчас жду, когда по РД-191 появятся статистика САЗ, пусть стендовая (поскольку летную статистику надо набирать десятилетиями). Тогда можно будет на основе летной статистики РД и стендовой статистики САЗ посчитать ВБР многодвигательной установки с резервированием, как у H-1. Это будет очень интересно. По "старым ржавым" НК-33 - хорошо если догадаются пустить их в расход для набора статистики САЗ, тогда можно будет посчитать ВБР H-1 исходя из ВБР РД ~0.99 и полученных на испытаниях коэффициентах α и Рл. Обратите внимание на то, что коэффициенты α и Рл в реальности никогда не будут равны 1. Но ими можно играть, повышая α за счет снижения Рл и наоборот, добиваясь достижения максимальной ВБР ДУ.
***
В ракете Союз-5 (можно сказать, это основа будущих российских СТК) будет использоваться двигатель РД-171МВ, а не РД-171. Двигатель РД-171МВ также должен быть отработан на стенде, а впоследствии пройти и летные испытания.
В плане надежности, он не имеет никаких особых преимуществ перед НК-33, тем более, что НК-33 уже прошел очень суровые стендовые испытания.
В вашей таблице, однако, указан РД-171.
Вместе с тем указан и двигатель РД-191 P191=0.99 с пометкой "оценочно".
На мой взгляд было бы справедливо добавить и строчку по двигателю НК-33 Р33=0.996 с такой же пометкой "оценочно".
*
Я не стремлюсь доказать, что НК-33 самый лучший двигатель
*
Замечания по поводу коэффициентов α и Рл
Коэффициент охвата (α) обычно трактуется как вероятность безаварийного выключения отказавшего двигателя.
По результатам тестов можно ожидать, что (α) явно не меньше 0.9999 (он, как бы, разучился взрываться).
Вероятность выдачи ложной команды на выключение двигателя для современной сверхбыстрой цифровой техники практически равна 0, то есть (Рл)>0.999999 (я решил не писать =1)
Вы конечно правы, коэффициенты α и Рл в реальности никогда не будут равны 1, но они вполне могут быть очень близки к 1 для двигателей НК-33.
*
Замечание по статье: 02-2015/02-02.pdf
Цитата: "Однако, на самом деле при реальных значениях вероятностей (α < 1 и Рл < 1) эффект от резерва существенно снижается. Это было продемонстрировано результатами летных испытаний ракеты Н-1, при которых на первой ступени наблюдались и ложные выключения исправных двигателей, и низкая эффективность САЗ по предотвращению взрыва и возгорания отказавших двигателей [1]."
***
Авторы статьи ссылаются на результаты полученные с двигателями НК-15 и на автоматику полувековой давности!!!
Двигателей НК-33, как бы, не существует, да и современной автоматики к ним тоже нет!
Хотя, даже Википедия знает, что НК-33: "Применяется в первой ступени РН Союз-2.1 В, планируется применение в РН «Союз-2-3»".
Это как называется?
Полагаю, что авторы статьи Солнцев В.Л., Радугин И.С. и Задеба В.А. должны знать, что подобные махинации легко видны не только специалистам, но и людям далеким от ракетно-космической техники.
Про НК-33 понятно, что он надежнее НК-15 - хотя бы потому, что допускает прожиг. Но ракеты Н-1 с ним не дали испытать, к сожалению. Иначе уважаемые авторы взяли бы именно статистику НК-33. А Ваше предложение взять ВБР 0.9996 неправильно, потому что реальный ВБР РД определятся не на земле, а в полете. Для керосиновых РД замкнутой схемы статистически доказанный ВБР составляет 0.99. Для керосиновых РД открытой схемы, простейших по конструкции и наиболее надежных - примерно 0.999. Вы берете еще выше. Почему НК-33, который летал 16 раз, должен считаться надежнее РД-107/108, совершивших около 10 тыс. полетов? Могли бы взять РД-253/275 от Протона с ВБР 0.998, т.к. у него тоже замкнутая схема (но гептиловые РД считаются надежнее, чем керосиновые). Вы спокойно берете ВБР в 5 раз лучше и добавляете взятые с потолка α=0.9999 и Рл=0.999999, которые вообще никак не определялись. Потому что ДУ 1 степени Н-1 в сборе (именно от нее надо брать α и Рл) не прожигалась на земле ни разу, а только летала и взрывалась с α=0 и Рл=0.75.
Так не делается... Просто надо констатировать три факта:
1. НК-33 надежнее, чем НК-15 (это было известно еще в 70-е годы)
2. Автоматика САЗ за полвека стала цифровой и, конечно же, более быстродействующей и адекватной.
3. Следовательно, H-1 можно довести до ума, желательно снизив число РД до исходных для этого проекта 24.
И это все, конкретные цифры Р, α и Рл надо получать экспериментально.
Их (оценки Р, α и Рл) получат скоро, но не у нас, а в США для Super Heavy и "Раптора". Читайте - Полеты звездных кораблей в Бока-Чика, только что написал как раз по мотивам обсуждения с Вами
Могли бы получить оценки САЗ и у нас, тем более что вновь поставлена задача сделать супертяж. Но по НК-33 есть только Союз-2.1в, а с его помощью можно уточнить только Р, и то через 100 лет. По РД-191 все параметры будут уточняться на Ангаре A5, у которой есть требование увода от СК при отказе 1 РД из 5, т.е. нужна САЗ. Но поскольку и она летает редко, то снова потребуется много десятков лет, чтобы собрать статистику отказов.
Что я могу сказать - автор по-моему не понимает про что пишет, хотя и пытается сделать статью наукообразной. Полностью разбирать не буду - не хочу тратить свое время, но несколько слов скажу.
1) цитата: "В 70-х годах РН Н-1 объявили устаревшей. Это недоразумение полностью снято в наше время после того, как Илон Маск стал использовать похожую концепцию сверхтяжелой РН в своей перспективной Big Falcon Rocket (BFR)." Хотелось бы понять какая именно концепция по мнению автора заложена в конструкцию Н-1, которая к тому же используется в BFR? Один из основных недостатков Н-1 состоит в том что в отличие от основной массы ракет имеющих несущие баки в Н-1 баки были не несущие, они подвешивались в прочном корпусе ступеней, это слишком тяжелая конструкция. Не буду утверждать, но подозреваю что в BFR баки несущие.
2. Я очень повеселился прочитав что блок Ц "Энергии" "плыл на барже по Волге и потом ехал на на платформе по степи", в СССР видимо были замечательные дороги прямо от берега Волги по степи до самого Байконура. На самом деле блок Ц везли по воздуху на самолете 3МТ, не буду утверждать что целиком - не помню, надо смотреть, кажется отдельно бак "О" и бак "Г", а собирали уже на Байконуре. Кроме того, РН "Энергия" рассчитана на вывод полезной нагрузки (например корабля Буран) сбоку, если ее поставить наверх, то блок Ц просто не выдержит нагрузки.
3. Рассуждения про увеличение грузоподъемности Ангары путем установки двигателя РД-171 вместо РД-191 не выдерживают никакой критики - мол надо "всего лишь" увеличить объем баков УРМ! Нет, дорогой мой автор - поставить четырёхкамерный двигатель тягой 800 тс вместо однокамерного тягой 200 тс просто так не получиться - не нашел быстро диаметр УРМ-1, но подозреваю что РД-171 просто не поместится на торце УРМ-1, но даже если и поместится, то из-за возросшей нагрузки его все равно придется пересчитывать, так что проще и дешевле сделать новый чем переделывать существующий, а в таком случае от Ангары ничего не остается.
В общем думаю автор не имеет инженерного образования (или по крайней мере не в этой области), а потому ему лучше писать о чем-нибудь более для него привычном.
С уважением и проч.
Юрий Гор
Примечание про степь я из статьи убрал - даже не помню теперь, из какого источника почерпнул такое неверное видение вопроса.