Год назад Автомалиновка опубликовала статью о проекте будущего российского космического ракетного комплекса сверхтяжелого класса: Космические гонки XX и XXI века, часть 7: сверхтяжелые ракеты России
В ней обсуждались альтернативные конструкции ракеты-носителя СТК в сравнении с выбранным проектом семиблочного "Енисея". А также ключевой для этого вида ракетной техники вопрос надежности выведения, которому до сих пор не уделяется должное внимание.
Проект российской сверхтяжелой ракеты - один год спустя
С тех пор многое поменялось. Прежде всего, еще летом 2020 года процесс создания российской сверхтяжелой ракеты забуксовал из-за дороговизны проекта и неясности вопроса об итоговых тратах на создание лунной базы. Официально о приостановке проекта было объявлено после успешного запуска тяжелой ракеты-носителя "Ангара" в декабре 2020 года. И тогда же под приостановку было подведено решение совета РАН по космосу о том, что для супертяжа нужны прорывные, а не существующие технологии. В качестве примера таких технологий можно привести давно обсуждающийся переход с керосинового на метановое горючее: Метановые ракетные двигатели и многоразовые космолеты
Но поскольку готовых метановых ракетных двигателей и прочих прорывных технологий у России пока нет (их надо создать), то предлагалось перенести создание сверхтяжелой ракеты на 30-е годы.
РН СТК "Енисей", топливо кислород-керосин
Между тем, конкуренты Роскосмоса не пребывают в сомнениях относительно того, как надо делать сверхтяжелые ракеты, а делают их. Так, американцы готовят к запуску в 2021 году официальную сверхтяжелую ракету SLS и вовсю запускают прототипы частного "Старшипа".
Китайцы, которые вышли на первое место в лунной гонке, создают замену советской водородной "Энергии" - гигантскую ракету Чанчжен-9 (CZ-9) и эксплуатируют уменьшенную тяжелую ракету CZ-5. Только что они запустили с помощью двухступенчатой ракеты CZ-5B первый блок своей модульной орбитальной станции "Тяньхэ". При этом в КНР вовсе не переживают по поводу то, что воспроизводят в своих ракетных разработках "устаревшие" советские космические технологии XX века вместо того, чтобы использовать "прорывные решения" века XXI. По существу, разница между эффективностью керосина и метана невелика, да и под общим названием "керосин" часто фигурирует не известный продукт перегонки нефти из XIX века, а современные горючие - синтин и нафтил.
Интересно, что работа над официально объявленным "устаревшим" керосиновым "Енисеем" продолжается. Ведутся работы по созданию его бокового ускорителя, который в составе ракеты "Союз-5" ("Сункар") планируется запустить с коcмодрома Байконур в 2023 году. "Сункар" - это составная часть совместной российско-казахстанской космической программы. А центральный блок "Енисея", который пока еще только проектируется, вырос в длину относительно боковых блоков и теперь его предполагается собирать на космодроме их двух частей. После этой модернизации полезная нагрузка (ПН) "Енисея" увеличилась со 103 до 125 тонн. Масса ПН, выводимой на орбиту Луны с помощью разгонно-тормозного блока (РТБ) осталась прежней - 27 тонн. При этом сроки первого испытательного запуска сверхтяжелого семиблока - в 2028 году пока остаются прежними.
Постараемся разобраться в хитросплетениях российской космической политики c ее явно затянувшимися колебаниями из стороны в сторону. В этой статье мы дадим расчеты надежности выведения с учетом резервирования РД и сравним проект "Енисея" с альтернативным проектом сверхтяжелого пятиблока, нереализованным советским проектом Н-1Ф и его вариантом на основе современных ракетных двигателей РД-180.
Надежность сверхтяжелых ракет и резервирование РД
В предыдущей статье "Сверхтяжелые ракеты России" мы вспомнили советские сверхтяжелые ракеты Н-1 и "Энергия". А также подробнее остановились на нынешней российской тяжелой ракете "Ангара", масштабирование которой позволяет получить линейку ракет около-сверхтяжелого и сверхтяжелого класса. Но проект "Енисея" пошел еще дальше простого масштабирования пятиблока "Ангары", объединяя ее с параблоками "Энергии" в проект трехступенчатого керосинового семиблока, обладающего рекордной ПН.
Были проведены расчеты надежности выведения - которые показали, что основной проблемой всех предлагаемых конструкций сверхтяжелых ракет является снижение вероятности безаварийной работы (ВБР) по мере роста стартовой массы сверхтяжелой ракеты. В этой новой статье мы учтем фактор резервирования РД и увидим, как он может повлиять на надежность выведения.
Принципы резервирования РД
Принцип полного резервирования ракетных двигателей (РД) - иметь не менее двух независимо работающих РД на каждый блок ракеты-носителя (РН). В этом случае при неисправности одного РД оставшийся или оставшиеся РД продолжают работу, вырабатывая ракетное топливо для создания тяги. Количество РД на блок обычно бывает больше двух - обычно четыре, пять или больше, поскольку половинной тяги может не хватить для преодоления силы тяжести Земли.
Ракеты космического назначения обычно стартуют при суммарной тяге РД, составляющей от 125% до 150% от стартовой массы РН. Если при старте РН работает только два РД, то при отказе одного из них тяга ДУ становится меньше силы тяжести и ракета падает обратно на Землю. Только верхняя ступень РН, которая летит по пологой траектории, может добрать первую космическую скорость при половинной тяге ДУ.
Ракетный двигатель
РД-0124МС (КБХА)
Но из любого правила, как мы увидим дальше, бывают исключения и варианты с всего двумя резервированными РД на блок тоже существуют.
Бывает так, что РД резервируются не во всех, а только в некоторых блоках РН - тогда имеет место частичное резервирование РД. Например, в американской РН Falcon-9 установлено девять РД первой ступени и только один РД второй ступени. При полетах Falcon 9, которых к настоящему времени начитывается 118, два раза происходили случаи отказа РД первой ступени. Но при этом ракета выполнила свою задачу на восьми оставшихся РД. Отказ нерезервированного РД второй ступени не происходил ни разу. Наоборот, в проекте российской РН Союз-5 на первой ступени поставлен один РД-171МВ, а на второй ступени - РД-0124МС, который конструктивно является спаркой из двух независимо работающих двухкамерных РД с агрегатами РД-0124. Отказы РД-171 были причиной двух аварий РН "Зенит". РД-0124 отказывал один раз на РН Союз-2.1в.
Выбор схемы полного или частичного резервирования выполняется на основе расчета вероятности безаварийной работы ракеты-носителя (ВБР РН) с учетом вероятностей отказа всех блоков ракеты и расчета возможности выведения требуемой ПН при частично работающей двигательной установке (ДУ).
Принципиальным требованием к резервированию ДУ является наличие системы, которая предотвращает неконтролируемую разборку отказавшего РД. Взрыв РД приводит к повреждению соседних РД, топливопроводов и баков ракеты. Система, которая отвечает за своевременное выключение аварийного РД, называется АВД (аварийное выключение двигателя), САЗ (система аварийной защиты) и т.п. Эффективность работы этой системы определяется двумя статистическими параметрами:
Коэффициент охвата САЗ - вероятность выключения аварийного РД двигателя без его взрыва
Вероятность выдачи ложной команды на выключение исправного РД
Резервирование РД в ракете Н-1
РН Н-1 Л3, топливо кислород-керосин
Первой советской РH с резервированием РД была лунная ракета Н-1 Л3. На ее первой ступени применялось 30 РД НК-15, на второй ступени - 8 РД НК-15B и на третьей ступени - 4 РД НК-31.
Система КОРД (Контроль ракетных двигателей), созданная под руководством Б.Е.Чертока, предусматривала отключение авариного и симметрично расположенного РД. Запас тяги ДУ был настолько велик, что ракета могла выполнить свою задачу при отказе трех РД первой ступени. В теории все выглядело прекрасно, но разработчики не справились с задачей создания эффективно работающей САЗ. Из-за сбоев в цепях управления система выключала исправные РД, а из-за недостаточного быстродействия - допустила взрыв РД при последнем испытательном полете. Задача создания эффективной САЗ осложнялась высокой скоротечностью аварийных процессов в новейших РД замкнутой схемы и общей неразвитостью электроники того времени. Усовершенствованную ракету Н-1Ф с РД многократного включения НК-33/43 не удалось испытать.
Неудачный опыт создания Н-1 Л3 привел к тому, что при создании следующей советской сверхтяжелой ракеты "Энергия" разработчики вообще отказались от резервирования керосиновых РД, сделав ставку на увеличение тяги РД и сокращение их количества. По такой же идеологии создается и российская сверхтяжелая ракета "Енисей", каждый боковой блок которой оснащают одним самым мощным ракетным двигателем современности РД-171МВ. А для центрального блока ракеты "Енисей" предназначается один РД-180МВ.
Резервирование РД в Super Heavy/Starship
Схема резервирования РД, подобная применявшейся в ракете Н-1, используется в американском многоразовом космолете Super Heavy/Starship, где на первой и второй ступени установлено соответственно 28 и 6 РД Raptor различных модификаций с тягой от 204 до 250 тонн. Конечно, все эти "Рапторы" делаются на более высоком уровне развития технологий и должны быть более надежными, чем первые в своем классе советские HK-15. Но вопрос об эффективности САЗ, которая должна обеспечить безопасную работу десятков РД замкнутой схемы, пока остается открытым. А также добавляется вопрос о взрывоопасности метана, который передовые американцы применяют вместо керосина.
Один взрыв "Раптора" уже был - при посадке прототипа SN11. Причиной взрыва стала утечка газифицированного метана во время попытки запуска РД, за которой последовало возгорание паров метана, повреждение ЭБУ (электронного блока управления) и рост давления в ТНА (турбонасосном агрегате). САЗ не сработала, и взрыв уничтожил ракету в воздухе на высоте около 500 метров. Один из обломков космолета был найден на расстоянии 8 км от места взрыва. Отметим, что в прототипе SN11 было установлено всего три ракетных двигателя Raptor из 34 по проекту SuperHeavy/Starship, т.е. при установке всех проектных РД оценка вероятности потери "Старшипа" вырастет.
К настоящему времени прошел успешно лишь один полет прототипа "Старшипа" с ДУ из трех "Рапторов", а всего было проведено 5 частично удачных запусков, в ходе которых одноступенчатые космолеты достигали высоты всего 10-12 км.
Сравнение советского проекта Н-1 Л3 и американских проектов частных сверхтяжелых ракет дано в нашем материале "Полеты звездных кораблей в Бока-Чика".
Резервирование РД в тандемной РН СТК
В связи с взрывоопасностью ракетных двигателей возникает вопрос - можно ли сократить число РД в многодвигательной установке сверхтяжелой ракеты? И увеличить таким образом надежность ДУ? Да, вполне - достаточно заменить однокамерные 150-250 тонные РД на более мощные многокамерные РД. Для этого у России есть двухкамерный РД-180 с земной тягой 390 тонн. Всего 12 таких РД заменяют 30 НК-33, имеющих земную тягу по 154 тонны. Вдобавок, РД-180 обладают более высоким удельным импульсом, который сокращает расход ракетного топлива.
Ракетный двигатель РД-180
12 РД-180 на первой ступени РН Н-1
Замена НК-33 желательна еще и потому, что эти РД не производится с 70-х годов и их запас расходуется на запуски ракет Союз-2.1в. Выведение 100-тонной ПН обеспечивается при одном одиночном отказе РД-180 и отключении симметрично расположенного РД-180, т.е. на 10 работающих РД-180 из 12 установленных на первой ступени. В дальнейшем мы увидим, каким образом уменьшение числа РД в тандемной РН СТК влияет на оценку ее ВБР.
Резервирование РД в пакетной РН СТК
Резервирование РД в РН СТК-75
Еще один вопрос - можно ли модернизировать пакетную РН СТК с одним сверхмощным РД на каждый блок так, чтобы обеспечить резервирование РД? И это тоже возможно - для пакетного пятиблока, обсуждавшегося нами в статье "Сверхтяжелые ракеты России":
4 боковых блока с четырехкамерными РД-171МВ,
1 центральный блок с двухкамерным РД-180МВ,
верхняя ступень с РД-0124МС
Модернизация сверхтяжелого пятиблока заключается в замене одного мощного РД парой менее мощных РД:
4 боковых блока с двумя двухкамерными РД-180МВ,
1 центральный блок с двумя однокамерными РД-191,
верхняя ступень с РД-0124МС
РН СТК стартует со всеми работающими РД нижних ступеней. При отказе одного из РД-180 в боковом блоке отключается также один РД-180 в симметрично расположенном боковом блоке, подобно тому, как это делается в тандемной ракете Н-1.
Ракетный двигатель РД-191
Выведение продолжается в режиме пятиблока до тех пор, пока не исчерпается топливо в двух боковых блоках со всеми работающими РД - эти опустевшие блоки отделяются и выведение продолжается в режиме триблока. После отделения двух оставшихся боковых блоков выведение продолжает центральный блок, а по завершению его работы - верхняя ступень.
Если выведение идет в штатном режиме при всех работающих РД-180, то отделение всех четырех боковых блоков происходит одновременно. При отказе одного из РД-191 на центральном блоке выведение проводится на оставшемся РД-191. А резервирование РД-0124МС верхней ступени обеспечивается его способностью работать в половинном двухкамерном режиме.
Таким образом, мы получаем полностью отрезервированную пакетную РН. Потеря тяги при отключении РД частично компенсируется большей тягой пары РД-180 (780 тонн) по сравнению с одиночным РД-171 (740 тонн) и способностью РД-180 работать в форсированном 105% режиме. Поэтому при отказе любого одного РД обеспечивается выведение на низкую орбиту космической головной части (КГЧ) весом до 75 тонн. А при возможности довыведения с помощью ДУ КГЧ для компенсации нехватки орбитальной скорости - до 88 тонн.
Интересное замечание состоит в том, не стоит ли использовать вместо двух РД-180 четыре однокамерных РД-191. Да, можно, и при этом увеличивается ПН, выводимая при однократном отказе РД, поскольку потеря тяги уменьшается. Но число РД в составе РН СТК вырастает с 11 до 19 и это приводит к увеличению вероятности отказа. Для унификации РД полезнее рассмотреть другой вариант - частично отрезервированный пятиблок с одним РД-180 в центральном блоке, который обладает практически таким же показателем ВБР.
Расчет ВБР РН СТК
Расчет ВБР РН СТК будет проводиться для трех вариантов коэффициента охвата САЗ:
a=0 (без резервирования)
a=0.75 (вероятность взрыва аварийного РД 1/4)
a=0.9 (вероятность взрыва аварийного РД 1/10)
Для простоты мы не будем учитывать вероятноcть двойного отказа, поскольку она относительно невелика. А также примем вероятность ложного срабатывания САЗ за 0. Более точные (но и намного более сложные) формулы для оценки ВБР можно найти в статье В.Л.Солнцева, И.С.Радугина и В.А.Задебы "Основные требования к маршевым двигателям перспективных ракет-носителей сверхтяжелого класса с жидкостными ракетными двигателями" (2015 год). Мы же будем пользоваться наиболее простой методикой, взятой из популярной книги В.Е.Нестерова "Космический ракетный комплекс Ангара. История создания".
Исходные данные для расчета ВБР
Коэффициент охвата САЗ
a
0
0.75
0.9
ВБР НК-33/43/21
Pнк
0.99
0.9975
0.999
ВБР РД-191
P191
0.99
0.9975
0.999
ВБР РД-180*
P180
0.989
0.99725
0.9989
ВБР РД-170/171*
P171
0.978
0.9945
0.9978
ВБР РД-0124*
P0124
0.986
0.9965
0.9986
ВБР водородной ДУ
Рвду
0.995
ВБР ступени (топливная система и рулевой привод)
Pст
0.999
ВБР разделения ступеней
Pрс
0.9995
ВБР системы управления РН
Pсу
0.995
ВБР сброса ГО
Pго
0.9976
* статистическая ВБР на 15 мая 2021 года
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 по ВБР РД. А вероятность работы РД без взрыва вычисляется по формуле:
Pa = 1 - (1 - a)(1 - P0)
где a - коэффициент охвата САЗ, P0 - ВБР РД
ВБР водородной ДУ взята оценочно с учетом резервирования ее РД, т.к. коэффициент охвата САЗ различается для РД различных видов.
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 космической КГЧ на низкую околоземную орбиту. При 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 ставится цель приблизиться к ВБР 99%. Но на практике по разным причинам надежность отличается от желаемой цифры. Так, например, украинская РН "Зенит", предшественница "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). Американская ракета Falcon 9, которая используется для выведений на НОО и ГПО (геопереходную орбиту) имеет ВБР 97.5% (3 потерянных ПН из 119).
В таблице перечислены гипотетические и реально существующие проекты, для которых указан год состоявшегося или когда-либо намечавшегося первого запуска и выводимая на низкую орбиту полезная нагрузка. Обсуждение проектов - здесь и в нашей предыдущей статье 2020 года.
РН
год
ПН
тонн
блоков и РД по ступеням
расчет ВБР
ВБР
1
2
3
4
Энергия
1987
90
4
1
-
-
(P171Pст)4PвдуPстPрсPсуPго
=90%
Ангара-А5
2014
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
a=0.75
a=0.9
2023
17
1
1
-
-
P171P0124Pст2PрсPсуPго
95%
=96% 97%
СТК-50
a=0.75
a=0.9
2025
50
2
1
1
-
(P171Pст)2P180P0124Pст2Pрс2PсуPго
92%
=93% 93%
СТК-75
a=0.75
a=0.9
75
4
1
1
(P1802Pст)4P1912P0124Pст2Pрс2PсуPго
87%
=95% 97%
8
2
1
Енисей
2028
103
4
2
1
-
(P171Pст)6P180PстPрс2PсуPго
=84%
Дон
2032
140
4
2
1
1
(P171Pст)6P180PвдуPст2Pрс3PсуPго
=83%
Н-1Ф
a=0.75
a=0.9
1974
100
1
1
1
-
Pнк42Pст3Pрс2PсуPго
65%
=89% 95%
30
8
4
Н-1Ф 180
a=0.75
a=0.9
-
100
1
1
1
-
P18012Pнк12Pст3Pрс2PсуPго
76%
=93% 96%
12
8
4
Для проектов с резервированием указаны значения ВБР, рассчитанные при различных показателях коэффициента охвата САЗ. Видно, что даже при невысокой эффективности САЗ (a=0.75) ВБР сверхтяжелых ракет можно поднять до уровня тяжелых и средних РН. Но отказ от резервирования РД в нынешнем проекте СТК "Енисей" приводит в падению ВБР до неприемлемо низкого уровня.
К большому сожалению, единственный проект с резервированием РД, который создавался в Советском Союзе и России - это ракета Н-1, которую ни разу не запускали в наиболее совершенном варианте Н-1Ф. Неудача, которую потерпели Мишин и Черток при испытаниях Н-1, привела к тому, что в советских и позже российских проектах ставка стала делаться на уменьшение числа РД до минимума в противовес их резервированию.
Но отметим, что применение оптимальных по тяге РД-180 вместо относительно слабых НК-33 позволяет понять ВБР сверхтяжелой РН Н-1 на несколько пунктов. Дополнительный положительный эффект могла бы дать замена НК-43 второй ступени на более мощные РД-191 в высотном варианте.
Выбор между тандемной или пакетной компоновкой сверхтяжелой ракеты
Ракетный двигатель РД-171
Мы полагаем, что для создания будущей российской сверхтяжелой ракеты наиболее интересны три варианта:
СТК-50 - керосиновый триблок на РД-171 и РД-180, который несколько лет тому назад рассматривался в качестве промежуточного этапа создания полиблочного супертяжа. Для этого проекта можно обеспечить приемлемую ВБР 93% без какого-либо резервирования РД, кроме РД-0124МС верхней ступени. Но недостатком является невысокая ПН 50 тонн, которая обусловливает применение многопусковой схемы.
СТК-75 - керосиновый пятиблок на РД-180 и РД-191 с полным резервированием и высокой ВБР 95%. Есть вариант построения частично резервированного пятиблока только на РД-180, при котором ВБР падает всего на 0.5%.
Н-1Ф с РД-180 - самый мощный проект 100-тонного супертяжа, с перспективой обеспечения реактивной посадки первой и последующих ступеней для их многоразового использования. Это полноценная замена забуксовавшему "Енисею" и потенциальный конкурент американского многоразового "Старшипа". Наверное, это и есть тот "прорывный проект", которого требует совет РАН по космосу?
СТК-50
СТК-75
Н-1Ф 180
компоновка
триблок
пятиблок
моноблок
стартовая масса
1400
2200
2830
РД-171
2
-
-
РД-180
1
8
12
РД-191
-
2
-
стартовая тяга
1870
3512
4680
ПН на НОО
50
75
100
массовое совершенство
3.6%
3.4%
3.5%
Естественно, что все три проекта могут улучшаться с помощью верхней водородной ступени, которая позволяет поднять ПН примерно на 50%. Но какой из них лучше подходит для будущей российской РН СТК? Чтобы прояснить этот вопрос, посмотрим на то, как задача создания сверхтяжелой ракеты решается в Китае, использующем схожие подходы.
Проекты сверхтяжелых ракет Китая
В марте 2021 года Роскосмос и CNSA (Китайское национальное космическое управление) договорились о сотрудничестве в области создания Международной научной лунной станции (МНЛС). У России появился новый, мощный и богатый союзник, который не испытывает недостатка в финансировании своей космической программы. Но как обстоят у него дела по технической части?
Для освоения Луны в Китае создается несколько сверхтяжелых ракет, которые во многих деталях компоновки повторяют упоминавшиеся нами проекты пакетных супертяжей СТК-50 и СТК-75, отличаясь от них большими размерами и стартовой массой:
Аналог СТК-50 - керосиновый триблок, который пока не имеет официального названия. Ракета состоит из блоков диаметром 5 метров, имеет стартовую массу около 2000 тонн и полезную нагрузку около 70 тонн, а в качестве ракетных двигателей на каждом блоке применяются семь керосиновых РД замкнутой схемы YF-100К - это форсированная версия РД YF-100, которые уже используются в составе тяжелой ракеты CZ-5 (Чанчжен-5). На верхней ступени применяются два РД YF-100М с высотными соплами. Общее число однотипных маршевых РД - 23. Это отрезервированный супертяж с потенциально высокой надёжностью, превосходящий по своим характеристиками американский триблок Falcon Heavy и проект СТК-50. Время начала испытаний - 2025 год.
Аналог СТК-75 - керосиновый пятиблок с примерно теми же характеристиками. Диаметр блоков составляет 3.8 метра (можно перевозить по железной дороге) и каждый из них оборудуется четырьмя РД YF-77. Общее число РД, с учетом верхней ступени - 22.
А еще есть суперпроект - модульный пятиблок CZ-9 (Чанчжен-9). Интересно, что боковые блоки CZ-9 строятся на паре мощных двухкамерных керосиновых РД YF-130, т.е. они резервируются по той же схеме попарного отделения, что и в обсуждавшемся нами пятиблоке СТК-75. Центральный блок CZ-9 тоже керосиновый, он оборудуется четырьмя РД YF-130.
РД YF-130 уже готов к испытаниям. По тяге он должен превзойти российский РД-180 - около 490 тонн! Верхняя ступень - водородная на двух РД YF-90, каждый с тягой около 225 тонн. Водородный разгонный блок выполняется на четырех РД YF-77, с тягой по 25 тонн. Все ракетные двигатели выполнены по замкнутой схеме и обладают высокими заявленными характеристиками.
Ракета CZ-9 имеет модульную конструкцию и будет запускаться в трех вариантах компоновки:
CZ-9
CZ-9A
CZ-9B
компоновка
пятиблок
триблок
моноблок
стартовая масса
4737
2861
1964
YF-130
12
8
4
YF-90
2
2
2
YF-79
4
4
4
стартовая тяга
5873
3915
2447
ПН на НОО
140
100
50
ПН к Луне
50
35
15
массовое совершенство
3%
3.5%
2.5%
Три варианта сверхтяжелой РН CZ-9 (CNSA)
Начало испытаний CZ-9 намечено на 2028 год, но пока не оговаривается, в каком именно варианте компоновки. Про историю проектов китайских сверхтяжелых ракет и новации 2022 года можно подробнее прочитать здесь: Шаги к лунной ракете
Чем ответить на китайский ракетный вызов?
Нетрудно понять, что будущие китайские сверхтяжелые ракеты напрямую конкурируют с будущими российскими, обладая при этом определенными техническими преимуществами в виде более широкого использования водородных технологий. Если Россия только собирается использовать водород на верхних ступенях своих ракет, то Китай уже применяет их в центральном блоке и верхней ступени тяжелой ракеты CZ-5. Немаловажно и то, что у CNSA нет проблем с финансированием дорогостоящих разработок. Поэтому возникает вопрос - а можно ли соревноваться в создании СТК с уже ушедшим вперед Китаем? И будут ли российские СТК иметь конкурентные перспективы по сравнению с китайской ракетной техникой?
Вопрос о конкуренции с Китаем не стоит в нынешней повестке дня. Но давайте вообразим, как бы смешно это сейчас ни выглядело, что Китай по-дружески предложит доставить российских космонавтов к Луне на китайской ракете. Сможет ли тогда Роскосмос обосновать триллионные траты на российскую лунную программу?
Если говорить о пакетных РН СТК, то они естественны для нынешней школы ракетостроения, как в России, так и в Китае. Запланированные "Енисей" и "Дон" реализуют те же подходы "Энергии", что китайские проекты, однако отличаются от них неприемлемо низкой оценочной надежностью. Впрочем, если уменьшить число нижних блоков до классических трех-пяти, то проблему надежности можно решить. Российские ракеты будут обладать лучшим массовым совершенством по сравнению с китайскими - что высоко ценится специалистами, но, к сожалению, мало влияет на рыночную конкурентоспособность, где определяющее значение цена запуска и статистика успешных выведений.
И в цене и в серийности наилучшие перспективы - у китайских ракет просто в силу способности КНР обеспечить достаточное финансирование своей лунной программы. Что касается российских СТК, то они изначально ориентируются на единичное производство. И не исключен даже такой вариант, когда после успешных испытаний моноболочного Союза-5 в 2023 году российские пакетные РН СТК на его основе так и останутся проектами. Либо они станут долгостроем, который ведется ради сохранения ракетных компетенций, наподобие американской программы SLS. Их производство и летные испытания будут обходиться слишком дорого, а перспективы "отбить затраты" на полетах к Луне пока выглядят нереалистично.
РН Н-1 Л3 на стартовой площадке
Исключением может стать моноблочная РН СТК. Вроде бы антикварная советская ракета Н-1Ф выглядит, как асимметричный ответ китайскому ракетному вызову. Лунная ракета Королева не похожа на то, что сейчас делают в Китае и это позволяет надеяться на то в каких-то отношениях она может оказаться более удачной. Например, по показателям работы модернизированной САЗ. А также - по стоимости производства, затратах на оснащение стартового комплекса и эффективности средств возвращения ракетных ступеней.
Многоразовый российский СТК, если он будет создан, может оказаться эффективнее одноразового китайского супертяжа и станет конкурентоспособным средством доставки экипажей и грузов к Луне.
Отметим также, что Россия находится в уникальном положении, обладая всеми необходимыми технологиями для создания керосиновой РН СТК. Всем нашим соперникам по космосу предстоит провести непростую работу по созданию и доводке мощных РД - "Раптора" в США, YF-130 и YF-90 в Китае. В то время как у России есть готовый РД-180, находящийся в производстве и всесторонне испытанный, с накопленной статистикой. Но наши соперники работают, а Роскосмос только запрягает... уже более 10 лет, поскольку первые проекты российского СТК появились далеко не вчера. При таком подходе ракетное преимущество России очень скоро сойдет на нет.
Генеральный директор Ракетно-космического центра "Прогресс" Дмитрий Баранов только что сказал, что выбор решения для технического проекта СТК продлится минимум до конца 2021 года:
"По сверхтяжёлой ракете у нас выпущен эскизный проект. Да, возможно, на техническом проекте у нас будет несколько дополнительных вариантов. Рассматривается основной вариант — тот вариант, который был в эскизном проекте. Решение, я думаю, будет не раньше конца этого года, когда как раз закончится технический проект"
Заключение
Мы постарались понять, в чем суть размышлений Роскосмоса, совета РАН по космосу и Минфина России по поводу проекта будущей сверхтяжелой ракеты. Как видно, окончательные выводы по этому вопросу все еще не сделаны. Выбор обоснованного проекта РН СТК - это задача со многими критериями, которые все учитываются при принятии решения. Возможно, стоит учесть уроки создания РН Н-1 Л3 и не гнаться за предельно высокой ПН, уделив особое внимание надежности будущей сверхтяжелой ракеты. А также предусмотреть многоразовое использование ступеней СТК уже на этапе их летных испытаний.
Еще одно пожелание состоит в том, что "не следует складывать все яйца в одну корзину". Сверхтяжелая ракета – очень дорогое удовольствие. Две сверхтяжелые ракеты – вдвое более дорогое, и еще дороже обходится их многоразовость. Но если ограничиться только одним одноразовым проектом, то вырастает риск ошибочного выбора, особенно с учетом компромиссного характера коллегиальных решений. Поэтому космическая программа США предусматривает четыре принципиально разных супертяжа (SLS, Falcon Heavy, Starship и New Glenn), Китай ведет два проекта с пятью модификациями. И Роскосмосу стоит подумать о том, как организовать ведение конкурентных разработок.
На окончательный выбор проекта (или проектов) РН СТК может повлиять ход испытаний Super Heavy/Starship - гигантcкого американского космолета c многодвигательной установкой, который уже почти готов к первому старту в космос. Мы думаем, что конструкция Н-1Ф c РД-180 могла бы превзойти Super Heavy/Starship по ключевому параметру - надежности выведения. Но для этого надо завершить затянувшееся обсуждение различных проектов РН СТК и взяться за работу. России нужна своя, надежная и многоразовая сверхтяжелая ракета для дальнейшего участия в освоении космоса.
Сокращения:
РН - ракета-носитель
РД - ракетный двигатель
ДУ - двигательная установка
ПН - полезная нагрузка
СТК - сверхтяжелого класса
ВБР - вероятность безаварийной работы
САЗ - система аварийной защиты
АВД - аварийное выключение двигателя
КОРД - контроль ракетных двигателей
ГО - головной обтекатель
КГЧ - космическая головная часть
РТБ - разгонно-тормозной блок
НОО - низкая околоземная орбита
ОИСЛ - орбита искусственного спутника Луны
ЭБУ - электронный блок управления
ТНА - турбонасосный агрегат
