Ракет-носителей модульного типа "Ангара", которое включает в себя носители от легкого до тяжелого классов.
Головным разработчиком и производителем космического ракетного комплекса "Ангара" является ФГУП "Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева".
Государственными заказчиками — министерство обороны Российской Федерации и Федеральное космическое агентство.
Космический ракетный комплекс (КРК) "Ангара" разрабатывается на основе двух универсальных ракетных модулей (УРМ) с кислородно-керосиновыми двигателями. Универсальный ракетный модуль на компонентах кислород+керосин представляет собой законченную конструкцию, состоящую из баков окислителя и горючего, соединенных проставкой, и двигательного отсека. Каждый универсальный модуль оснащается одним мощным жидкостным реактивным двигателем РД-191, который создается на базе четырехкамерного двигателя, применявшегося на ракете-носителе "Энергия", и ныне применяемого на ракете-носителе "Зенит".
Конструкция универсального ракетного модуля выбрана с учетом использования существующих в Центре им. М.В. Хруничева производственной оснастки и освоенных передовых технологий.
Галерея РН Ангара
Ангара – семейство российских ракет-носителей широкого спектра действия. Разработана в ГКНПЦ им. Хруничева в 2000-х.
История ракеты Ангара
Распад СССР стал драматичным событием для ракетно-космической отрасли, предприятия и объекты которой были разбросаны по всей ее территории. Главный космический порт – космодром Байконур расположен в Казахстане. Огромное количество элементов и комплектующих так же производились на Украине, в Белоруссии, Армении оказавшихся теперь независимыми республиками. Промышленная цепочка была нарушена, а политические сдвиги делали зависимость от критических иностранных комплектующих опасной для стратегической отрасли.
России необходимо было максимально заместить импорт и обеспечить независимость от расположенных за границей пусковых площадок. Были выявлены два очевидных решения: создать максимально отечественную ракету и обеспечить пуски со своей территории.
На основании Решения научно-технического совета Военно-космических Сил от 3 августа 1992 года по вопросу «Средства выведения: состояние и перспективы их модернизации и развития» и Постановления Правительства Российской федерации от 15 сентября 1992 года был объявлен конкурс на проектирование и создание КРК (космического ракетного комплекса) тяжёлого класса. В конкурсе приняли участие РКК «Энергия» им. Королёва, ГКНПЦ им. Хруничева и ГРЦ «КБ им. Макеева», которые представили на рассмотрение специально образованной Межведомственной экспертной комиссии несколько вариантов ракет-носителей.
2 года спустя победителем конкурса стала ГКНПЦ им. Хруничева. Эта же организация была назначена головным разработчиком комплекса. В 1995 году, указом Президента РФ была инициирована работа по созданию комплекса Ангара. Предполагалось, что ракеты выйдет на этап летных испытаний уже к 2005 году.
Предполагалось создание двухступенчатой ракеты-носителя, использующего в качестве топлива керосин на первой ступени и жидкий водород на второй, окислителем должен был быть жидкий кислород. Двигателем первой ступени должен был стать созданный для ракеты Зенит РД-171 (это позволило применять модифицированные пусковые площадки РН Зенит на космодроме Плесецк), второй ступени – РД-0120, ранее применявшийся в РН Энергия.
К 1997 году после проведения ряда специальных исследований проект был изменен. На этот раз предлагалось создать модульную ракету и использовать керосин во всех ступенях – это удешевляло производство, а водородные двигатели были слишком сложны. РКК Энергия и ГРЦ им. Макеева вышли из кооперации.
Дальнейшие работы по программе продвигались долгих 10 лет.
Испытания ракеты Ангара
С 2007 года начались испытания модулей и систем ракеты. В 2008 году начались огневые испытания. В 2009 году начались холодные испытания с загрузкой жидкого кислорода и проверкой гидросистем. В 2011 году двигатель РД-191 был признан пригодным для применения на РН Ангара.
Универсальный ракетный модуль ракеты Ангара трижды проходил летные испытания в рамках российско-корейского договора о сотрудничестве. В 2009, 2010 и 2013 годах он летал в качестве первой ступени южнокорейской ракеты-носителя .
Базовый сценарий создания комплекса предполагал начало летных испытаний уже с 2005 года с космодрома Плесецк. Но постоянные сдвижки и задержки сместили это событие на 9 лет. Наконец, 9 июля 2014 года с космодрома Плесецк был осуществлен первый испытательный запуск легкой версии Ангара-1.2ПП. Спустя 21 минуту после старта неотделяемый габаритно-массовый макет полезной нагрузки со второй ступенью ракеты попал в заданный район полигона Кура на полуострове Камчатка на расстоянии 5700 км от места старта. Полет прошел по плану и испытания были признаны успешными.
В конце того же 2014 года был осуществлен запуск тяжелой версии ракеты Ангара-А5. Ракета была запущена с космодрома Плесецк 23 декабря и прошла по траектории согласно плана. Испытания были признаны успешными.
Эксплуатация ракет Ангара
Пусковые площадки
Для запусков ракет-носителей Ангара предполагалось использовать 3 площадки:
- Космодром Восточный – базовый. Именно этот космодром станет главными космическими воротами России и с него планируется осуществлять большинство пусков как ракет Ангара, так и других перспективных комплексов.
- Космодром Байконур — для запусков с космодрома Байконур планировалось создать космический ракетный комплекс Байтерек, проект стартовал в 2004 году. Предполагалось, что Байтерек станет чисто коммерческим проектом. Однако, работы как по самой ракете, так и по международному проекту затянулись и Байтерек, фактически, был отменен. Ракета Ангара ушла на космодром Восточный.
- Плесецк – именно с Плесецка были осуществлены первые испытательные запуски. Вероятно, ракета будет периодически летать с Плесецка в рамках специальных заказов спецслужб и военных. Космодром Плесецк является военным объектом и коммерческие полеты с него затруднены.
Видео запуска ракеты-носителя Ангара-А5 с космодрома Плесецк
Цели создания комплекса
- России необходим ракетный комплекс, способный выводить на геостационарную орбиту полезные нагрузки с территории Российской Федерации (космодромы Плесецк и Восточный).
- Из соображений стратегической безопасности комплекс полностью спроектирован и изготовлен кооперацией российских предприятий, находящихся на территории России.
- Ликвидация проблем использования тяжёлых РН с токсичным топливом. Традиционно в качестве топлива для тяжёлых РН использовался гептил, очень токсичное вещество. Ракета Ангара, летающая на кислороде и керосине значительно более безопасна при использовании. В будущем возможна сертификация применения РН «Ангары» и для пилотируемых полётов.
- Модульность. Позволит упростить доставку готового изделия по железной дороге к месту старта. Модульная концепция построения позволяет создать целое семейство РН: лёгкого класса (на базе 1-го модуля первой ступени с массой полезной нагрузки на низкой околоземной орбите 1,5 т), тяжёлого (до 35 т, состоящего из 7 универсальных ракетных модулей в составе первой ступени).
- Полезная нагрузка «Ангары А7» - до 35 тонн, что больше, чем у . Данные технические возможности «Ангары А5» позволят вывести с космодрома Плесецк на геостационарную орбиту полезную нагрузку такой же массы, как и с космодрома Байконур при помощи РН «Протон-М».
В результате создания Ангары ГКНПЦ им. Хруничева может занять почти весь российский рынок космических запусков, создав на основе УРМ единую замену для большинства существующих типов ракет-носителей, созданных в СССР - Ангара А5, А7 вместо Протона; Ангара А3 вместо Зенита-2; Ангара А1.2 вместо Циклона-2/3; Ангара А1.1 вместо Космоса-3М. Без замены оставалось бы только семейство ракет-носителей типа и небольшие носители.
Аналогами Ангары-А5 по стартовой массе и по выводимой полезной нагрузке являются модульная , французская и китайская . занимает промежуточное положение между Ангара 1.2 и Ангара-А3.
Запуски «Ангары» дешевле, чем у , но, по состоянию на 23 декабря 2014 года, в два раза дороже запуска «Протона-М».
Модификации ракеты Ангара
| Тип | семейство ракет-носителей широкого спектра | ||
| Топливо | Керосин + жидкий кислород | ||
| Модификация | Ангара 1.1 | Ангара А3 | Ангара А5 |
| I ступень | 1 УРМ, РД-191 | 2 УРМ, РД-191 | 4 УРМ, РД-191 |
| II ступень | 1 УРМ, РД-191 | 1 УРМ, РД-191 | 1 УРМ, РД-191 |
| Разгонный блок | Бриз-КМ | Бриз-М | Бриз-М |
| Стартовая масса | 149 т. | 480 т. | 759 т. |
| Тяга (на уровне земли) | 196 тс. | 588 тс. | 980 тс. | 2 т. | 15,1 т. | 25,8 т. |
| Длина ракеты | 34,9 м. | 45,8 м. | 55,4 м. |
Кризис 2008-2010 годов больно ударил по «Ангаре»: недофинансирование проекта сдвинуло сроки начала лётно-конструкторских испытаний ракеты с 2010-го на 2012-й, потом на 2013-й и, наконец, на 2014 год.
Неприятности не ограничились финансами: 25 августа 2009 года состоялся первый старт южнокорейского носителя Naro-1, созданного при участии ГКНПЦ имени М. В. Хруничева. Пуск прошёл неудачно - ракета не вывела спутник на орбиту. Единственным утешением был тот факт, что первая ступень отработала штатно. А поскольку она, по сути, представляла собой УРМ-1, её полёт стал «боевым крещением» одного из ракетных «кубиков» «Ангары».
Тем не менее, несмотря на нехватку ресурсов, создание ракетно-космического комплекса продолжилось. Этому способствовало то, что собственно ракетная часть проекта к 2009-2010 годам уже прошла этап автономной экспериментальной отработки. Завершились межведомственные испытания РД-191, в декабре 2006 года на «Союзе-2» совершил первый полёт прототип РД-0124А. Летом - осенью 2009 года прошли три стендовых огневых испытания УРМ-1, в которых были раздельно отработаны полётные циклограммы бокового и центрального блоков тяжёлой «Ангары-А5», а также блока первой ступени лёгкой «Ангары-1.2». В ноябре 2010 года огневые стендовые испытания прошёл и УРМ-2.
Обычно между этими событиями и первым стартом проходит от нескольких месяцев до пары лет, но для «Ангары» этот срок растянулся на четыре года… Основным фактором торможения стало затянувшееся строительство стартового комплекса в Плесецке. Как мы помним, оно началось на базе замороженного в ноябре 1994 года «зенитовского» старта. На тот момент было освоено около 48 % капитальных вложений первой очереди строительства, ряд основных сооружений уже готовился к монтажу технологического оборудования. Последнее начало поставляться — и до середины 2000-х находилось на разгрузочной площадке космодрома.
Согласно распоряжению Правительства РФ от 1 февраля 2000 года, «зенитовские» сооружения, специальные и технические системы предполагалось частично использовать при создании универсального стартового комплекса «Ангара», чтобы существенно сократить затраты. Но к началу финансового кризиса было освоено не более половины капиталовложений.
Работы по созданию объектов наземной инфраструктуры подготовки и запуска космического ракетного комплекса «Ангара» проводились в рамках Федеральной целевой программы «Развитие российских космодромов на 2006-2015 годы», а разработка и изготовление ракеты - в рамках Государственной программы вооружения и Федеральной космической программы России на 2006-2015 годы.
Незадолго до своей отставки бывший глава Роскосмоса Владимир Поповкин признал ошибочным решение о строительстве «ангарского» старта на базе недостроенной наземной инфраструктуры ракеты «Зенит»: подгонка проекта, создававшегося для моноблочной ракеты среднего класса, под семейство модульных ракет потребовала существенной переделки оборудования и большого объёма земляных и бетонных работ. Пришлось ломать сооружения, разрабатывать и изготавливать заново многие системы и агрегаты. Это относится к таким ключевым элементам, как башня обслуживания, стартовый стол, транспортно-установочные агрегаты двух видов - для лёгкой, средней и тяжёлой «Ангары». В общем, по его признанию, проще и дешевле было бы всё построить с нуля.
Пока возводился старт в Плесецке, лётная жизнь компонентов «Ангары» продолжилась пусками ракет-носителей Naro-1 в июне 2010 и в январе 2013 года. Второй пуск вновь завершился аварией, а в третьем ракета наконец-то вывела спутник на орбиту и впустила Южную Корею в престижный клуб космических держав.
К 2013 году стартовый комплекс был в целом построен, а технический - подготовлен к приёму ракет-носителей «Ангара». В ночь с 27 на 28 мая 2013 года эшелон с лёгкой «Ангарой-1.2ПП» («первого пуска») отправился из Москвы в Плесецк. Модули тяжёлой ракеты были доставлены на космодром к концу 2013 года. Предполагалось, что примерно в это время состоится первый пуск лёгкого носителя. Однако в ходе наземных испытаний возникли замечания по поводу как ракеты, так и стартового комплекса, в результате чего пуск «Ангары-1.2ПП» перенесли сначала на весну, а затем на лето 2014 года. Соответственно, первый старт «Ангары-А5» сдвинули на конец 2014 года.
Пуск «Ангары-1.2ПП» с грузомакетом космического аппарата по плановой суборбитальной траектории состоялся 9 июля 2014 года. Поскольку он изначально выполнялся в интересах проверки обоих вариантов - и лёгкой, и тяжёлой ракеты, лётное изделие имело комплектацию центрального блока носителей «Ангара-А3 »и « Ангара-А5». Как принято говорить в кругу ракетчиков, «испытания подтвердили правильность основных конструкторских решений и характеристик изделия». Полёт ознаменовал начало финишной прямой, которая вела к первому пуску тяжёлой ракеты.
«Ангара-А5» стартовала 23 декабря, под занавес 2014 года. Хотя не обошлось без шероховатостей, носитель и разгонный блок свою задачу выполнили, доставив грузомакет спутника на геостационарную орбиту.
Успех первых лётных испытаний открыл для «Ангары» новые перспективы. В Плесецке планируется построить вторую пусковую установку на универсальном стартовом комплексе и новый монтажно-испытательный корпус подготовки соответствующих космических головных частей. Самое же главное: для новой ракеты будут возведены две пусковые установки на строящемся высокими темпами космодроме Восточный, который пришёл на смену Свободному. Такое решение было принято в 2012 году. Строительство предполагается начать в 2016 году с тем, чтобы выполнить первый пуск «Ангары» с Восточного в 2021 году. Одним из предназначений ракеты будет запуск пилотируемых транспортных кораблей нового поколения ПТК НП.
Итак, ракета начала летать. Сейчас семейство состоит из трёх базовых носителей - лёгкой «Ангары-1.2», средней «Ангары-А3» и тяжёлой «Ангары-А5». В 2008 году официально представлялись еще два «подвида»: «Ангара-А5П» (затем её обозначение поменялось на «Ангара-А5.2») среднего и «Ангара-А7» тяжёлого класса.
Обе ракеты - двухступенчатые. Первая не имеет в составе УРМ-2, разрабатывалась для конкурса на носитель ПТК НП, может летать как в беспилотном, так и в пилотируемом варианте. Вторая примерно на 40 % мощнее базовой «Ангары-А5» и предложена по инициативе Центра Хруничева в качестве средства выведения для перспективной программы лунных пилотируемых полетов. Носитель также имеет пилотируемый и беспилотный варианты.
Схема предлагавшихся тяжёлых вариантов ракет-носителей семейства «Ангара». Рисунок ГКНПЦ имени М. В. Хруничева
Позднее в Интернете и в отраслевых изданиях мелькали эскизы и других модификаций. Например, «Ангара-А7.2В» с большим криогенным центральным блоком вдвое мощнее штатного тяжёлого изделия.
В марте 2015 года председатель научно-технического совета Роскосмоса Юрий Коптев анонсировал создание нового варианта тяжёлого носителя в варианте А5В. Десять лет назад среди предлагавшихся ракет присутствовала «Ангара-А5» с блоком УКВБ. Тогда масса груза, доставляемого на низкую околоземную орбиту (30 т), была сочтена избыточной, а сложности создания крупной криогенной ступени - чрезмерными, и вариант исчез из списка.
«Второе пришествие» ракеты с водородной третьей ступенью обеспечит, по замыслу создателей, решение задач по проведению многопусковой экспедиции на Луну с пилотируемым кораблём ПТК НП. Аванпроект носителя должен быть готов к концу 2015 года, а первый пуск с Восточного может состояться в 2024 году.
Макет перспективной «Ангары-А5В», которая должна обеспечить пилотируемую лунную миссию по многопусковой схеме. Фото А. Жарова
Прирост характеристик «Ангары-А5В» впечатляет. По сравнению с «обычной» тяжёлой ракетой её энергетика вырастет на 48 %, а по сравнению со «старым» вариантом с УКВБ - почти на 30 %. Однако чтобы достичь такого прогресса, придётся форсировать на 10-15 % РД-191. Это нетривиальная задача - сейчас двигатель уже обладает практически предельным давлением в камере. Дальнейший рост этого параметра сопряжён не только с техническим риском, но и с вероятностью снижения надежности и безопасности, что совершенно недопустимо для пилотируемого носителя. Кроме того, для «Ангары-А5В» придётся решить задачу, от которой отказались в 1995 году, - создать совершенно новый кислородно-водородный двигатель РД-0150 повышенной тяги, который по удельным параметрам должен превзойти шедевр советского двигателестроения - РД-0120. Насколько это возможно в современных условиях - вопрос открытый…
Но все эти варианты пока остаются лишь на бумаге - ГКНПЦ имеет твёрдые заказы лишь на лёгкую (1.2) и тяжёлую (А5) ракеты, на которых и сосредоточился. Их лётно-конструкторские испытания будут продолжены уже с реальными полезными нагрузками: первым в конце 2016 года на геостационар уйдёт на тяжёлом носителе AngoSat. В том же году будет запущена лёгкая ракета. Затем в 2017 году наступит перерыв, а потом частота пусков вырастет: с 2018 по 2020 год, как ожидается, будет ежегодно пускаться по две, а в 2021-2022 годах - по четыре тяжёлых «Ангары». В 2023 году планируется произвести шесть, а в 2024-2025 годах - выйти на ежегодный выпуск семи носителей «Ангара-А5».
В июле 2015 года провайдер пусковых услуг ILS начал маркетинг носителя «Ангара» для коммерческих миссий. По замыслу этого российско-американского совместного предприятия, новая ракета в паре с «Протоном-М» позволит привлекать дополнительных клиентов благодаря способности охватить практически все классы и типы космических аппаратов на всех орбитах любых высот и наклонений на рынке лёгких, средних и тяжёлых спутников. Если в начале 2000-х, начиная маркетинг модульного семейства, ILS делал акцент на коммерческом использовании тяжёлого варианта «Ангары», то сейчас рассматривает и лёгкую ракету. Последняя классифицируется как прямой конкурент для других провайдеров пусковых услуг в «малом классе», например Arianespace с ракетой Vega. В ILS сообщили, что компания планирует начать коммерческие запуски «Ангары-1.2» с 2017 года с Плесецка, а миссии «Ангары-А» - сразу после завершения строительства стартового комплекса на Восточном.
Современная ситуация на рынке пусковых услуг, связанная с приостановкой деятельности международного консорциума Sea Launch («Морской старт»), а также закрытие проекта «Циклон-4» (коммерческие запуски с бразильского космодрома Алкантара) породили ряд вариантов «нетрадиционного» использования «Ангары».
Первый - попытка внедрения на «Морской старт». «Перспективная ракета-носитель среднего класса «Ангара-А3» может быть использована в проекте Sea Launch вместо российско-украинского «Зенита», - сказал генеральный конструктор ГКНПЦ имени М. В. Хруничева Александр Медведев. - Эта идея остаётся. Мы должны дождаться некоторых решений, после этого можно будет о чем-то серьёзном говорить».
Пока основанием для таких идей служит тот факт, что оба носителя - и «Зенит-3SL», и «Ангара-А3» - способны доставлять на орбиту примерно одинаковый полезный груз (вторая создавалась для замены первой) и имеют одинаковую стартовую массу (473 т у обеих ракет). Однако конструкция ракет и их интерфейсы с наземным оборудованием совершенно различны. Поэтому, по словам Александра Медведева, рассматриваются минимум два варианта адаптации плавучего космодрома «Морского старта» и «Ангары». Первый предполагает доработку плавучего космодрома «под ракету», а второй, напротив, переделку носителя «под старт». Поскольку реализация обоих вариантов требует значительных затрат времени и денег и не подкреплена серьёзными маркетинговыми исследованиями, её целесообразность не очевидна.
Появилась также информация и о том, что Россия ведёт переговоры о создании стартового комплекса для ракет-носителей «Ангара» в Алкантаре. Получить доступ к космодрому, который расположен ближе к экватору, чем Гвианский космический центр, было бы большой удачей. Но встают вопросы: во-первых, в какой степени в таком повороте дел заинтересованы бразильцы, во-вторых, где взять деньги?
Отвлечёмся на некоторое время от фантазий ближайшего - и не очень - будущего, и попробуем ответить на вопросы, заданные в начале повествования. Что же такое «Ангара» в техническом смысле - шедевр, провал? Ни то ни другое. Если подходить к вопросу формально, то технические параметры носителя - относительная масса полезного груза, конструктивное совершенство ракетных блоков - находятся на уровне.
Тактико-технические характеристики основных ракет-носителей семейства «Ангара» при базировании на космодроме Плесецк
| Вариант | «Ангара-1.2» | «Ангара-А3» | «Ангара-А5» |
|---|---|---|---|
| Число ступеней | 3* | 3 | 3 |
| Стартовая масса ракеты космического назначения, т | 171 | 481 | 773 |
| Масса полезной нагрузки, т | |||
| - на опорной орбите высотой 200 км и наклонением 63° | 3,5 | 14,0 | 24,0 |
| - на солнечно-синхронной орбите | 2,4 | 10,0 | 18,0 |
| - на геопереходной орбите высотой перигея 5500 км и наклонением 25° | - | 2,4 (с блоком «Бриз-М») | 5,4 (с блоком «Бриз-М») 7,5 (с блоком КВТК) |
| - на геостационарной орбите | - | 1,0 (с блоком «Бриз-М») | 2,8 (с блоком «Бриз-М») 4,5 т (с блоком КВТК) |
*В качестве третьей ступени используется агрегатный модуль на основе блока «Бриз-М».
Семейству вменялась в вину чрезмерная стоимость: в интернете ходит цифра в $120 млн, в которую эксперты якобы оценили затраты на пуск первого носителя «Ангара-А5». Во-первых, не совсем ясно, что означает эта цифра (точнее говоря, как она получена). Ракета на этапе лётных испытаний не несла реального полезного груза, не была оценена ни заказчиками, ни провайдерами пусковых услуг. Есть ли смысл вообще оценивать опытное изделие? При серийном выпуске все ракеты (как и любая техника) дешевеют, причём очень значительно. Если все расчёты, заложенные в проект, окажутся верными, то в будущем «Ангара-А5» даже теоретически станет обходиться дешевле «Протона-М»: у неё меньше блоков, двигателей, проще процесс подготовки и запуска.
Сравнение ракет-носителей «Протон-М» и «Ангара-А5»
| Параметры | «Протон-М» | «Ангара-А5»* |
|---|---|---|
| Число ступеней | 3 + разгонный блок | 3 + разгонный блок |
| Число маршевых двигателей** | 12 | 7 |
| Число транспортабельных модулей*** | 11 | 8 |
| Компоненты топлива | Долгохранимые токсичные | Криогенные нетоксичные |
| Масса компонентов топлива (в ракете/в разгонном блоке), т | 624,3/19,8 | 679,5/18,7 |
| Масса конструкции****, т | 48,1 | 58,1 |
| Стартовая масса, т | 705 | 773 |
| Стартовая тяга, тс | 971 | 980 |
| Габариты (высота/поперечный размер), м | 56,23/7,40 | 55,23/8,86 |
| 23,7 | 24,0 (24,5) | |
| - на геопереходной орбите, т | 6,35 | 7 (7,2) |
| 3,7 | 2,6 (3,9) | |
| Первый старт | 7 апреля 2001 года | 23 декабря 2014 года |
| Стартовые комплексы | 3 пусковые установки на космодроме Байконур (эксплуатируются) | 1 пусковая установка на космодроме Плесецк (построена), 2 - на космодроме Восточный (панируются) |
* В варианте с разгонным блоком ДМ-3.
** Включая разгонный блок.
*** Включая разгонный бок и головной обтекатель.
**** С разгонным блоком, но без полезного груза и головного обтекателя.
***** В скобках - при старте с космодрома Восточный.
Почему же в таком случае разработка нового носителя затянулась на долгие 20 лет, за которые во всём мире - от Соединённых Штатов и Европы до Индии и Японии - поменялось уже не одно поколение современных средств выведения, к которым относится и «Ангара»? Пожалуй, в постановке вопроса кроется и ответ.
Объективные факторы торможения процесса, лежащие на поверхности, были подробно освещены в первой части материала . Из невидимых на первый взгляд назовём следующие.
Одной из выгодных особенностей нового семейства называлась работа на экологически чистых компонентах топлива - жидком кислороде и керосине. Оба применённых в проекте маршевых двигателя не имеют аналогов в своём классе (мы уже привыкли к таким ярлыкам, которые наклеивают на нашу ракетно-космическую технику; однако не стоит забывать, что сейчас только российские двигатели работают на жидком кислороде и керосине, строятся по замкнутой схеме с высочайшими удельными характеристиками - весь остальной мир вполне обходится без этого, используя другие конструктивные решения, которые тем не менее также можно считать оптимальными и выгодными). Они сложнее двигателей, что устанавливались ранее на изделиях разработки ГКНПЦ имени М. В. Хруничева. Да и вся «Ангара» стала первым кислородно-керосиновым носителем филёвской разработки, чем существенно отличается от «гептильных» ракет, ранее освоенных предприятием. Прежде всего, в производстве использована совершенно другая технология изготовления и подготовки внутренних поверхностей под кислород. Соответственно ужесточились требования по чистоте. На ракетно-космическом заводе Центра пришлось создавать специальные «чистые» помещения под производство блоков «Ангары». Изменились процессы подготовки ракеты к пуску, а с ними осложнились и процедуры проведения огневых стендовых испытаний.
Освоение криогенных компонентов топлива потребовало существенных изменений в производственном цикле ГКНЦП имени М. В. Хруничева. Фото из архива журнала «Новости космонавтики»
Большой перерыв в разработке изделий такого масштаба (эскизное проектирование «Протона-К» аналогичного класса завершилось к середине 1970-х годов, а проект модернизированного «Протона-М», отличающийся от исходной ракеты лишь в деталях, был готов к началу к началу 1990-х) привёл к тому, что в создании системы большой сложности принимало участие новое поколение специалистов, которые многому учились «в процессе», что также не способствовало ускорению работ.
Универсальный ракетный модуль - «фундамент» семейства «Ангара» - позволяет складывать ракету «из кубиков», получая разные варианты в зависимости от требуемого класса выводимой полезной нагрузки. С одной стороны, это плюс. С другой - принципиальные решения, заложенные в основу проекта, сейчас не без основания подвергаются жёсткой критике.
По замыслу разработчиков, «из кубиков» УРМ-1 и УРМ-2 можно складывать носители любой грузоподъёмности - от лёгких до тяжёлых. Рисунок Д. Воронцова
Во-первых, принятая размерность модулей предполагала, что более востребованными будут ракеты лёгкого и среднего класса. Эти замыслы были вдохновлены проектами низкоорбитальных спутниковых систем, которые к концу 1990-х годов (то есть к моменту перехода к изготовлению базовых элементов для стендовых испытаний) «не продемонстрировали себя»: они не стали приносить коммерческой прибыли и так видоизменились, что сейчас состоят из гораздо меньшего числа спутников, срок службы которых к тому же значительно вырос. Соответственно, потребность в частых пусках лёгких носителей отпала или оказалась в разы меньше прогнозируемой. Выяснилось также, что конверсионные ракеты худо-бедно послужат примерно до начала 2020-х годов, а создать экологически чистый лёгкий носитель в условиях схлопывающейся кооперации исключительно сложно.
Во-вторых, сама по себе концепция модульного проектирования далеко не всегда полезна. В реальной жизни часть получающихся при «игре в кубики» ракет может выпасть из востребованного диапазона грузоподъемности. Так, например, оказалась практически ненужной средняя ракета «Ангара-А3», которая должна была стать заменой «Зениту». Сейчас для нее просто нет полезных нагрузок.
В-третьих, модульность может дать экономический эффект, когда снижение себестоимости от увеличения серийности оказывается больше, чем рост стоимости из-за дробления конструкции на те же модули. Но для «Ангары» такое соотношение не достигнуто по описанным выше причинам, прежде всего из-за низкой потребности в лёгком и среднем вариантах.
Многие любители космонавтики до сих пор недоумевают, почему в конце 1990-х годов, меняя концепцию проекта, Центр Хруничева не сделал ставку на уже практически готовый РД-180? С этим двигателем решалось множество проблем: упрощалась конструкция тяжёлого варианта (три УРМ вместо пяти), повышалась надежность, появлялись перспективы более простого наращивания массы выводимого груза до 40-50 т. Но в том-то и дело, что тогда разработчики решали задачи, поставленные в исходных условиях на проект. В первую очередь они состояли в создании тяжёлой ракеты на замену «Протона-М» с конкретно обрисованными полезными нагрузками, которые необходимо было запускать с Плесецка, и во вторую - в захвате рынка лёгких нагрузок. С модулем большей размерности лёгкий носитель не компоновался, а на предполагаемый рост массы коммерческих нагрузок поначалу внимания не обращали, считая, что всё решится после внедрения кислородно-водородных блоков КВРБ. Меньше тогда думали и о пилотируемых полётах на Луну или на Марс (считалось - и не без основания - что это прерогатива сверхтяжелых носителей).
Выбранная грузоподъемность тяжёлого носителя - 25 т на низкой околоземной и примерно 3 т на геостационарной орбите при старте с Плесецка - была вполне достаточной для начала-середины 1990-х. Но к тому моменту, когда «Ангара» вышла на лётные испытания с опозданием на десять лет, требовалось гораздо больше. Даже с криогенным блоком при старте с Восточного она выводит на геопереходную орбиту примерно 8 т, в то время как уже ближайшие конкуренты - Ariane 5, «Великий поход — 5», Delta IV Heavy, а в перспективе Falcon Heavy и Ariane 6 - смогут запускать туда же от 11 до 21 т полезной нагрузки.
Разгонные блоки для применения в составе ракеты космического назначения «Ангара-А5» при старте с космодрома Плесецк
| Вариант разгонного блока | «Бриз-М» | ДМ-3 | КВТК |
|---|---|---|---|
| Разработчик блока | ГКНЦП имени М.В. Хруничева | РКК «Энергия» имени академика С.П. Королёва | ГКНПЦ имени М.В. Хруничева |
| Компоненты топлива: | |||
| - окислитель | Азотный тетраоксид | Жидкий кислород | Жидкий кислород |
| - горючее | Несимметричный диметилгидразин | Керосин | Жидкий водород |
| Маршевый двигатель | 14Д30 | 11Д58М | РД-0146Д |
| - тяга в пустоте, тс | 2,0 | 8,0 | 7,5 |
| - удельный импульс, с | 328,6 | 356 | 470 |
| - число включений | До 8 | До 5 | До 5 |
| - суммарное время работы, сек | 3200 | 680 | 1350 |
| Габариты блока (высота/диаметр), м | 2,65/4,10 | 6,28/3,70 | 11,33/4,00 |
| Максимальное время автономного полёта, ч | Не менее 24 | Более 9 | Более 9 |
| Рабочий запас топлива, т | 19,8 | 18,7 | 19,6 |
| Масса конструкции, т | 2,6 | 2,35 | 3,33 |
| Масса выводимой полезной нагрузки, т | |||
| - на геопереходную орбиту | 5,4 | 7,0 | 7,5 |
| - на геостационарную орбиту | 2,8 | 3,6 | 4,5 |
| - к Луне и планетам | 5,0 | 6,0 | 6,5 |
Попытки нарастить энергетику тяжёлой «Ангары» за счет увеличения числа УРМ-1 с четырех до шести (в «Ангаре-А7») завели идею в тупик: не удается обеспечить безударное разделение ступеней из-за плотной компоновки блоков. Поэтому инженеры были вынуждены увеличить диаметр центра с 2,9 до 4,1 м, и «Ангара-А7»… перестала умещаться в универсальный стартовый комплекс! Сейчас, в проекте «Ангара-А5В», этот недостаток пытаются устранить - за счет выжимания последних капель из двигателей…
Как мы уже писали, из-за малой востребованности вариантов «Ангара-А3» и «Ангара-1.2» смысл в модульной концепции на основе таких УРМ-1 и УРМ-2 исчезал, и её применение привело к переразмеренности боковых и недоразмеренности центрального блоков «Ангары-А5». Например, при выбранном наборе двигателей, но с оптимальной заправкой боковых (113 т вместо 132 т топлива) и центрального (примерно 200 т против 132 т) блоков при той же стартовой массе - 773 т - носитель мог бы выводить на низкую орбиту 28-29 т безо всякого водорода. А с оптимизированной кислородно-водородной третьей ступенью получались желаемые 38 т! И если бы унифицированный модуль удалось сделать больше и оснастить его РД-180, появились бы перспективы относительно простого наращивания энергетики носителя без разработки принципиально новых двигателей.
Кстати, прекрасной иллюстрацией недостатков идеи «модульного проектирования» применительно к «Ангаре» является лёгкий носитель семейства. Как известно, модульный принцип ведёт к увеличению массы ракетных блоков, в конструкции которых необходимо учесть ВСЕ расчетные случаи нагружения для ВСЕХ ракет семейства.
Применительно к «Ангаре-1.2» это означает использование силовых узлов (в данном случае - межступенчатого переходника), рассчитанных на передачу усилий от четырех боковых УРМ-1, которые есть в тяжёлом варианте, но, естественно, отсутствуют в лёгком. Это раз. А два - это то, что запас топлива в УРМ-2 оказался слишком большим для лёгкой ракеты - 36 т вместо оптимальных 22-23! С таким запасом топлива «Ангара-1.2» просто бы не взлетела. Поэтому логика жизни привела проектировщиков к отказу от применения на ней УРМ-2 и созданию новой - оптимальной для лёгкого носителя - третьей ступени с меньшим «калибром» (2,9 м вместо 3,6) и меньшей заправкой. И хотя ступень будет создаваться «на основе систем УРМ-2», её наличие ставит под вопрос концепцию «ракетного кубикостроения». И кстати, для лёгкого варианта разрабатывается свой специальный межступенчатый переходник. Таким образом, для семейства «Ангара» придётся изготавливать не два, а целых четыре ракетных блока: УРМ-1 для всех вариантов, УРМ-2 для «Ангары-А5», УРМ-2 «уменьшенного калибра» для «Ангары-1.2» и совершенно новую кислородно-водородную третью ступень для «Ангары-5В».
Итог есть отражение ситуации, сложившейся в 1990-х годах, когда технические решения принимались с учетом имеющихся на тот момент задач и технологических возможностей, которые чуть ли не в прах рассыпались под напором изменений, творящихся «в стране и мире». Взирая с нынешних высот на то время, приходится признать, что делать какие-то долгосрочные прогнозы, стоя на ускользающем из-под ног «песке времени», было невозможно.
В этой связи очень показателен комментарий, сделанный к первому пуску «Ангары-А5» одним из старейших специалистов отрасли Г. Е. Фоминым, который долгое время занимал пост заместителя генерального конструктора самарского ЦСКБ «Прогресс»:
«Запуск "Ангары-А5" - это очень важное дело и событие для нашей страны, - писал Георгий Евгеньевич. - Теперь для космонавтики России доступны все типы орбит при запусках с российского космодрома Плесецк. Конструкция ракеты "Ангара" - весьма совершенна. Двигатель РД-191 блоков первой ступени разработки НПО Энергомаш имени академика В. П. Глушко (г. Химки Московской области) использует в качестве топлива жидкий кислород и керосин и относится к лучшим в мире. Двигатель верхней ступени РД-0124 разработан Воронежским КБ Химавтоматики, используется на блоке третьей ступени ракеты-носителя "Союз 2-1б", обладает высокими удельными характеристиками. Система управления - цифровая, разработана ведущим с советских времён создателем систем управления боевых и космических ракет - НПО АП имени академика Н.А. Пилюгина (г. Москва), в ней учтены современные требования, решения и комплектация новейшей электронной базой отечественного и зарубежного производства. В целом ракета "Ангара-А5" полностью соответствует современному уровню мирового ракетостроения. Хочется от души поздравить специалистов Центра Хруничева, их смежников и личный состав полигона Плесецк с большим успехом!
Сравнительные характеристики существующих ракет-носителей тяжёлого класса
| Параметр | «Ангара-А5» | «Протон-М» | Atlas V 551 | Delta IV Heavy | Ariane 5 ECA |
|---|---|---|---|---|---|
| Космодром | Плесецк, в перспективе - Восточный | Байконур | Канаверал | Канаверал | Гвианский космический центр |
| Широта точки старта | 62,9 град с.ш. и 51,9 град с.ш. | 46 град с.ш. | 28,5 град с.ш. | 28,5 град с.ш. | 5,2 град с.ш. |
| Стартовая масса, т | 773 | 705 | 587 | 733 | 777 |
| Число ступеней | 3 + разгонный блок | 3 + разгонный блок | 2* + 5 твердотопливных ускорителей | 3* | 2* + 2 твердотопливных ускорителя |
| Масса полезного груза: | |||||
| - на низкой околоземной орбите, т | 24 | 23 | 18,85 | 28,79 | 21 |
| - на геопереходной орбите, т | 5,4/7,0 - 8,0** | 6,15 | 8,9 | 14,22 | 10,5 |
| - на геостационарной орбите, т | 2,8/3,9 - 5,0** | 3,7 | 3,85*** | 6,75*** | *** |
| Стоимость пуска, млн $ | 95 - 108 | 80 - 100 | 180 - 190 | 230 - 255 | 210 - 220 |
* Из соображений оптимизации показателей надежности и стоимости в зарубежных носителях специальный разгонный блок не применяется - его функцию обычно выполняет штатная верхняя ступень, имеющая возможность повторного включения двигателя в полете.
** В числителе - с Плесецка, с использованием блока «Бриз-М», в знаменателе - с Восточного,
с использованием блоков ДМ и КВТК.
*** Atlas V и Delta IV Heavy способны выводить спутники на геостационарную орбиту, однако при коммерческом использовании для довыведения, как правило, применяется бортовая двигательная установка, от характеристик которой зависит конечная масса аппарата.
Да, разработка [ракеты] началась в середине 1990-х годов, но хруничевцы всегда следили за требованиями времени. Ракета построена по прогрессивному блочному принципу, что позволяет комплектовать носители лёгкого, среднего, тяжёлого и сверхтяжелого классов из двух унифицированных ракетных модулей и разгонного блока. Она обладает потенциальными возможностями для совершенствования и повышения энергетических возможностей, в том числе и за счет создания нового кислород-водородного разгонного блока. Сейчас (в ХХI веке) на этих принципах построены американские семейства ракет Falcon 9, Atlas 5, Delta 4, эти же принципы положены в основу перспективных китайских ракет «Великий поход — 5» и российских «Союз-5» разработки Центра "Прогресс"».
"На поверхностный взгляд "Ангара А5" и Falcon 9 очень похожи. У обоих кислород-керосиновое топливо. Обе ракеты относятся к классу тяжелых, "Ангара А5" может даже больше поднять на низкую околоземную орбиту: 25,8 т против американских 22,8 т. "
Во-первых, они отличаются по конструктивно-компоновочной схеме. Falcon 9 - чистый тандем, как "Протон-М" или "Зенит", а вот первая и вторая ступень "Ангары-А5" размещены по пакетной схеме, и начинают работать параллельно, как у "Союза" или "Ариан-5".
Во-вторых топливо. Как будет ясно видно ниже, В.Егоров включает в число ступеней РН разгонный блок, в зарубежной практике именуемый верхней ступенью, причем имеет ввиду для "Ангары-А5" не только модификацию РБ "ДМ", но и разгонный блок "Бриз-М", который использует в качестве основных компонентов топлива АТ и НДМГ, так что назвать ее чисто кислород-керосиновой нельзя.
В-третьих выводимая масса полезной нагрузки для "Ангары" - непонятно откуда взята цифра и к какому космодрому она привязана. Также не упомянута ее ПН на ГПО, раз уж речь идет о коммерческом рынке, на котором существенную долю пока составляют услуги по выведению тяжелых спутников связи. Конечно, в будущем, ситуация скорее всего измениться в связи массовым развертыванием низкоорбитальных систем связи, но будем пока говорить о текущем моменте и не заниматься предсказаниями. Однако именно с ГПО и ГСО (конечной целью спутников связи, выводимых на ГПО) и связаны основные тонкости в различиях между этими двумя ракетами-носителями.
"Численность рабочих
Центр Хруничева — 40 тыс
SpaceX — 8 тыс"
Можно сразу сказать, что автор использует крайне устаревшие цифры про ГКНПЦ им.М.В.Хруничева. Актуальная информация размещена на сайте Центра в разделе Сведения в соответствие со стандартами раскрытия информации в
Годовая бухгалтерская отчетность за 2017 для экономии времени и траффика уважаемых читателей приведу конкретную страницу с численностью занятых:
"Стоимость
“Ангара А5” — около $100 млн
Falcon 9 — около $70 млн (одноразовый вариант)"
Неясно, относится ли приведенная "Ангары-А5" к серийному изделию, либо же к единственному летавшему. К тому же возможно не учтен эффект масштаба при запуске в серию - цена тех же РД-191 может значительно снизиться при 100 в год, в то время как сейчас это практически штучный товар.
"Количество ракетных ступеней
“Ангара А5” — 4 ступени
Falcon 9 — 2 ступени"
Здесь нам придется совершить небольшой теоретический экскурс касательно целевого назначения ракет и влияния на их энергетику широты точек старта и их географического положения.
Как выглядит типовая схема выведения на ГПО (геопереходная орбита с недобором ~1800 м/с до перехода на ГСО) в случае Falcon 9?Приведу страницу из его "Руководства пользователя" - оно довольно старое, конца 2015-го года, так что схема как раз без учета многоразовости:
И сравним ее с такой схемой для "Протона-М"/"Бриз-М", для "Ангары-А5"/"Бриз-М" она примерно такая же (тоже взята из официального руководства пользователя, только на сей раз с сайта ILS):
Невооруженным взглядом сразу видно разницу во времени выведения. Для перехода с опорной орбиты на ГПО требуется при старте с территории России или Казахстана еще один импульс в апогее, чтобы довернуть плоскость орбиты и поднять перигей. Это необходимо для приведения импульса перехода на ГСО к возможностям типового коммерческого спутника - то есть до 1500-1800 м/с. Эта операция крайне затратна энергетически:
И включает значительные по времени пассивные участки между импульсами, что требует дополнительных маневров относительно центра масс для обеспечения режима засветки выводимого космического аппарата, обычно заключающихся в периодических переворотах на 180 градусов или же в постоянном вращении с заданной угловой скоростью относительно одной из осей. Что, соответственно, требует дополнительных затрат топлива в верхней ступени или разгонном блоке, ну и дополнительной емкости аккумуляторов для работы систем ступени или разгонного блока.
И чем больше широта точки старта, тем больше затраты топлива на поворот плоскости орбиты, который для Falcon 9 не требуется. Это в целом значительно облегчает и упрощает конструкцию последней ступени и делает возможным и энергетически выгодным, при пуске практически в плоскости целевой орбиты, отказаться от специальной верхней ступени. Для отечественных аппаратов также стоит условие прямого вывода на ГСО, которое в плане времени одинаково с ГПО-случаев, а в плане топлива - еще хуже. Ну для чисто одноразового варианта отдельно стоит проблема районов падения, как видно из следующего рисунка:
Если говорить о Плесецке и Канавереле, то в случае Плесецка трасса полета РН пройдет над землей, и соответственно, возникнет необходимость попасть в выделенные районы падения ступеней, а в случае Falcon 9 она идет над океаном, что позволяет относится к данной проблеме несколько легче, проблем с выделением новых районов да и с экологическим ущербом там меньше. Для "Ангары-А5" придется дополнительно терять энергетику.
"Количество основных элементов конструкции
“Ангара А5” — 8
Falcon 9 — 3"
В основные элементы В.Егоров зачислил ступени, РБ и ГО. Стоит отметить, что у "Ангары-А5" элементы первой и второй ступени более унифицированы между собой, а у Falcon-9 разве что технологически, по диаметрам и по двигателям. Большая серийность для УРМ-1 в принципе может дать технологический выигрыш при меньшем объеме производства, чем у Falcon-9. Ну и при соответственно большей серийности ЖРД, куда же без этого.
"Количество ракетных двигателей
“Ангара А5” — 7 шт
Falcon 9 — 10 шт"
Насколько я понимаю, автор учитывал только маршевые двигатели, без учета рулевых. Но без разбивки по ступеням и учета их конструктивных особенностей эти цифры вообще ни о чем не говорят. Формально у "Ангары-А5" их меньше, но в минус можно записать то, что двигатели первой и второй ступени размещены на изолированных модулях, а потому, в случае отказа одного из них, окажется не выполненной программа полета. Для Falcon 9 возможно резервирование, так как они питаются на первой ступени из одного бака горючего и одного бака окислителя, отказ одного из двигателей может быть компенсирован работой других.
"Суммарная масса ракетных двигателей
“Ангара А5” — 11600 кг
Falcon 9 — 4700 кг"
Масса двигателей - параметр крайне лукавый. Без разбивки по ступеням она вообще ни о чем не говорит, как и без масс ступеней с учетом их заправки топливом. Ну и без удельного импульса, как показателя эффективности работы двигателей. Более тяжелый двигатель может компенсировать свою массу большей эффективностью использования топлива. К тому же для Ангары-А5 она как-то странно посчитана. Если опираться на сайт НПО Энергомаш, то РД-191 даже в сухом виде вести 2290, что для пяти двигателей даст 11450 кг, ну а на третью ступень и двигатель РБ останется всего 150 кг, что недостаточно. А один только РД-124А, судя по сайту КБХА, весит 548 кг , ну а удельный импульс дает в целых 359 секунд. Сайт SpaceX нам этих данных не предоставляет в явной форме, а потому приходится опираться на собранные в Википедии предположения. То есть 470 кг для Merlin-1D и 282/311 сек для уровня моря и вакуума для удельного импульса, и скорей всего, несколько больше для его вакуумной версии. Так что цифры В.Егорова в обоих случаях несколько занижены.
"Стартовая масса
“Ангара А5” — 759 т
Falcon 9 — 550 т"
Тут неясно, для какой версии "Ангары-А5" она взята, если говорить о ее первом пуске, то в журнале "Новости космонавтики" за февраль 2015-го года приводилось цифра 763,6 т для всей РКН на старте и 25,77 для ее КГЧ (то есть РБ, ГО и ГММ ПН вместе взятых). При заправке, опять же оттуда, в 132,6 по каждому из УРМ-1 и в 35,8 т для УРМ-2, получим сухую массу РН без КГЧ около 39,1 т. На РБ можно накинуть примерно 2,5 тонны сухой массы. Так что не очень понятны цифры, которые В.Егоров приводит далее:
"Сухая масса
“Ангара А5” — 43,7 т
Falcon 9 — около 30 т"
Возможно, в них учтена еще и масса обтекателя.
"Площадь миделя (влияет на коэффициент лобового сопротивления)
“Ангара А5” — около 35 кв м
Falcon 9 — около 22 кв м"
Тут возникает вопрос о степени влияния аэродинамического сопротивления ракеты, да и вообще ее аэродинамики на итоговые ее качества как средства выведения.
Сколько нибудь значительно она влияет на этапе полета первой ступени, только вот не успевает сожрать какую-либо значительную часть энергетики. К тому же, после сброса блоков первой ступени, "Ангара-А5" резко ее уменьшит, примерно до 15 квадратных метров. В то же время у Falcon 9 есть определенные проблемы из-за не очень удачной аэродинамики - корпус имеет существенно меньший диаметр, чем головной обтекатель (3,7 м против 5,2 м), что приводит к значительной чувствительности к погодным условиям. Зато в принципе это позволило использовать то же технологическое оборудование, что и при производстве его первоначальной версии и облегчило транспортировку.
"Количество типов ракетных двигателей
“Ангара А5” — 3 типа ракетных двигателей от разных производителей: 1-2 ступень РД-191 (Химки), 3-я ступень РД-0124 (Воронеж), разгонный блок С5.98М (Воронеж) или 11Д58М (Королёв).
Falcon 9 — 1 тип двигателей: Merlin: отличия между 1-й и 2-й ступенью только в форме сопла."
Для "Ангары" ранее планировался перевод производства РД-191 из Москвы в Пермь, на "Протон-ПМ", где делают двигатели первой ступени РН "Протон-М", часть его элементов, как можно узнать с сайта ВМЗ, делается, однако и в Воронеже. РД для разгонного блока "Бриз-М", 14Д30 или С5.98, производится в Королёве, там же, где и его родственник С5.92, применяемый на РБ "Фрегат". Двигатель же разгонного блока "ДМ" 11Д58М делается на ВМЗ в Воронеже. Также ВМЗ делает и рулевой двигатель РД-0110Р для "Союза-2.1В", как и РД-0110 для "Союза-ФГ", на котором пока еще летают наши космонавты к МКС. Так что работает пока еще входящий в ГКНПЦ ВМЗ не только на "Ангару" и "Протон", но и для "Союза".
"Расстояние между заводами-изготовителями ракеты и ракетных двигателей
“Ангара А5” — 500 км (при производстве в Москве), 2700 км (при производстве в Омске).
Falcon 9 — менее 1 км (все части производятся в Хоторне)."
Вопрос влияния логистики на производство именно ракетных двигателей на конечную стоимость пуска РН довольно сложный, да и вряд ли при том, что они являются грузом, укладывающимся в стандартные габариты ЖД (для Ангары), вряд ли значимый.
"Расстояние между производством ракеты и космодромом
“Ангара А5” — 780 км (Москва-Плесецк), 5500 км (Москва-Восточный), 3500 км (Омск-Восточный), 2000 км (Омск-Плесецк).
Falcon 9 — 3600 км (Хоторн-Канаверал), 210 км (Хоторн-Ванденберг)."
Небольшая поправка - от Омска до Плесецка примерно 2700 км, так что особой разницы, возить из Москвы и на Плесецк, и на Восточный, или Омска, в среднем не видно.
Теперь перейдем к анализу выводов, сделанных В.Егоровым.
"Вышеприведенные данные показывают, что “Ангара” выигрывает только в мощности ракетных двигателей, но это преимущество нивелируется разницей в стартовой массе. "
Именно данных по тяге он и не привел,хотя, возможно и хотел это сделать.
"Наша ракета мощнее, но в то же время тяжелее в полтора раза и лобовое сопротивление выше. "
Опять же, не сказано, откуда она летает и почему ей нужно лететь дольше, да и причем тут лобовое сопротивление, раз оно выше только на начальном участке, да и то, временно.
" Большое количество элементов конструкции усложняет обслуживание — ракетный пакет надо собрать перед стартом и заправить, а это время и количество занятых рабочих рук."
Зато эти элементы унифицированы, что упрощает и удешевляет их производство. Но значительное количество ручных операций на старте - это серьезный недостаток.
"Расходов добавляет сложная, а значит более дорогая конструкция стартовых сооружений. "
На это сильно повлияла необходимость совмещать легкую, среднюю и тяжелую версии РН на одной ПУ. И не надо забывать про длинную и печальную историю ее строительства, начиная с переделки из старта под РН "Зенит", которая несколько меньше в габаритах. Да, "Ангара" когда-то могла в нее влезть, но только в самом начале своего пути, когда у нее планировалась верхняя водородная ступень на РД-0120, в результате чего РД-171 хватало для обеспечения нужной энергетики при условии использования водородного РБ. И там было всего три ступени. Для ценителей прекрасного:
"Пакетная схема из нескольких модулей чисто геометрически проигрывает моноблочной схеме, именно поэтому SpaceX сразу взялся за разработку сверхтяжелого моноблочного BFR, еще до успешного запуска Falcon Heavy, собранной по пакетной схеме."
А что же они сразу ее не начали делать? Впрочем, Маск же непогрешим, да и мне ли с ним спорить?
"Серьезное влияние на конечную цену ракеты имеет простота ее изготовления, и тут “Ангара”, которую производят в четырех городах, безоговорочно проигрывает Falcon 9, который создают практически в одном цеху. Проблема не только в транспортных издержках. Несколько заводов, занятых в производстве одного изделия повышают риски задержки сроков, т.к. действует морское правило: “скорость эскадры определяется скоростью самого медленного корабля”."
А у SpaceX разве нет смежников? Президент фирмы Г.Шотвелл признавалась в наличии целых 3000 поставщиков, из которых 1000 поставляет продукцию еженедельно. Это присущий США высокий уровень разделения труда, что и обеспечивает высокую эффективность.
"В таком сравнении намного выигрышнее выглядит проектируемый “Союз-5”, который повторяет моноблочную конструкцию “Зенита” и, возможно, позаимствует что-то и от Falcon 9. Хотя и у него останутся сложности с производством различных элементов конструкции в разных городах. Придется нести транспортные издержки на логистику между Химками, Воронежем и Самарой."
А разве энергетики Союза-5 хватает на замену Протона-М? Да и что за странная внимательность к транспортным издержкам?
"Но с 2014 года в ней так и не возникла потребность. При высокой цене и отсутствии летной практики на коммерческом рынке спроса на “Ангару” нет поэтому единственный способ нарастить ее производство — внутренний госзаказ, но и тут новая ракета ничего не может предложить пока летают старые. "
Так разве мы не собираемся отказываться от "Протона-М"? Да и тот же "Союз-5" должен начать летать с Байконура, что дает те же самые проблемы с политической зависимостью от Казахстана.
"Вышеприведенные аргументы поневоле заставляют задаться вопросом: как наши инженеры могли допустить сразу столько грубейших хозяйственных ошибок? Но тут надо учитывать, что они работали фактически еще в советской парадигме, когда надо задействовать всю существующую кооперацию. То есть "Ангара" выполняла еще и социальные задачи, предоставляя работу и Химкам, и Королёву, и Воронежу, а теперь еще и Омску. "
Крайне интересные представления о т.н. "советской парадигме", впрочем, вроде бы по возрасту В.Егоров вряд ли сталкивался с ней на практике.
"Илону Маску было проще, он сразу начинал решение задачи со стоимости производства и на “пустом месте”."
Насколько оно было пустым, с учетом представленных ему людей, технологий и инфраструктуры - это очень интересный вопрос. Особенно в области стратовых сооружений.
"Будущее "Ангары" теперь возможно только в роли политической подстраховки на случай угрозы утраты Байконура. "
Только в Казахстане об этом не знают.
"Ракета сделала свое дело — сохранила ракетостроительные кадры в сложный переходный период, позволила вырастить новое поколение конструкторов, которым теперь надо ставить актуальные задачи с рыночным потенциалом. "
А как это так называемое сохранение вяжется с фактической ликвидацией московской производственной площадки того же ГКНПЦ?
Ладно бы именно туда передали "Союз-5", раз уж диаметр предполагается тот же, что и у "Протона-М" - 4,1 м и использовали этих самых опытных людей в разработке, так нет - именно опыт "Ангары" и исчезает. Хотя и принцип модульности, и даже семейство двигателей у этих РН общее, со своими общими проблемами. Так что не использовать этот опыт - просто расточительно!
А численность сотрудников он-таки исправил:
"UPD: исправлена численность сотрудников Центра Хруничева по состоянию на 2017 год ."
Непрично же с такой неточности начинать статью, просто неприлично.
Ну а судить, можно ли доверять его окончательным выводам и анализу причин существующих проблем у "Ангары" при наличии такого количества неточностей и умолчаний, да и судить о том, могла ли "Ангара" в принципе завоевать рынок, я предоставляю читателям.
Если кого-то интересуют детали печальной истории "Ангары", то отсылаю к статье И.Афанасьева и Д.Воронцова "Ангара" как срез эпохи "Ангара" как срез эпохи (окончание)
Ну и читайте руководства пользователя РН - там можно свободно найти официальную информацию по большинству возникающих вопросов!
Гендиректор РКК «Энергия» Владимир Солнцев сообщил СМИ , что корпорация начала проработку концепции сверхтяжелой ракеты на базе ракетных модулей с двигателями РД-171. Ее грузоподъемность на первом этапе будет достигать 80 т, а основным предназначением станет использование в пилотируемой программе. Включенные в Федеральную космическую программу работы по «Ангаре-А5В» – ракете, также предназначенной для нового пилотируемого корабля – Роскосмос намерен отменить.
1. Старый вариант.
В 2015 году после резкой смены руководства Роскосмоса разработка сверхтяжелой ракеты для освоения Луны была остановлена . Поскольку пилотируемый корабль ПТК НП, названный сейчас «Федерация», остался без подходящего носителя, для его запуска к Луне была предложена четырехпусковая схема с использованием модернизированной ракеты «Ангара-А5В», которая отличается от уже однажды слетавшей тяжелой «Ангары» новой кислородно-водородной третьей ступенью. Грузоподъемность «Ангары-А5В» должна была составить от 34 до 38 т.
У концепции было сразу много недостатков. Во-первых, для организации полета в четыре пуска требуется построить как минимум два стартовых комплекса для «Ангары» на космодроме Восточный. В связи с сокращением бюджета в планах остался лишь один. Причем стартовый стол и его инфраструктура должны быть универсальными: и для грузовых пусков обычной «Ангары» с водородным разгонным блоком КВТК и керосиновыми блоками, и для запусков пилотируемого корабля на такой ракете, а также для грузовых и пилотируемых запусков утяжеленной водородной «Ангары».
Во-вторых, водородная «Ангара-А5В» была бы очень дорогой. А тем более – четыре ракеты сразу. В-третьих, конструкция «Ангары» не предусматривает увод от стартового стала при отказе одного из двигателей. Авария на первой ступени приведет не только к отмене всей пилотируемой экспедиции, но и к замораживанию всех пусков тяжелых ракет с Восточного на время ремонтных работ.
2. Новый вариант.
По словам Солнцева, его предприятие разработает проект ракеты с использованием исключительно керосиновых двигателей. Ее грузоподъемность составит 80 т на первом этапе и до 120 т – вероятно, с заменой верхней ступени – на втором. В 80-тонном варианте для удешевления разработки предлагается использовать третью ступень «Ангары-А5». Для организации одного полета на Луну потребуется два пуска 80-тонной ракеты. Облететь Луну на «Федерации» можно будет при помощи одного пуска.
Разработка ракеты на базе двигателя РД-171 предусматривается ФКП в рамках ОКР «Феникс». Финансирование этой ОКР планируется начать в 2018 году. Этот носитель должен будет выводить до 17 т на низкую орбиту Земли, т. е. он относится к среднему классу, однако он может быть использован в качестве модуля более тяжелого носителя.
В прошлом РКК «Энергия» уже предлагала различные варианты сверхтяжелых ракет-носителей, в том числе – «Энергию-5К» , носитель из модулей с двигателями РД-171 грузоподъемностью 79 т.
По своей компоновка «Энергия-5К» похожа на «Ангару-А5» и отличается от нее в первую очередь использованием более мощных двигателей (РД-171 вместо РД-191) и, соответственно, ракетных модулей большего размера. На третьей ступени «Энергии-5К» предлагалось использовать вакуумную версию двигателя РД-191 с тягой 2,1 МН (212,6 тс). Третья же ступень «Ангары» использует более слабый двигатель РД-0124 тягой 294,3 кН (30,0 тс). Таким образом, если в своем новом проекте РКК хочет использовать старый проект с верхней ступенью «Ангары», заявленную грузоподъемность в 80 т обеспечить не удастся. Добиться этого можно либо отказавшись от чистого копирования третьей ступени, либо увеличив длину ракетных модулей, либо увеличив число боковых ускорителей первой ступени.
В Федеральной космической программе было предусмотрено выделение 24 млрд рублей на проработку будущей конструкции ракеты-носителя сверхтяжелого класса. Фактически, скорее всего, речь идет именно об этой работе, и создание собственно сверхтяжелой ракеты в ближайшие 10 лет не планируется. Новостью является лишь отказ от «Ангары-А5В», на которую были выделены значительные средства. Вероятно, эти деньги будут изъяты из программы в связи с очередным сокращением бюджета на 15%.
Полет ПТК НП к Луне также можно считать отмененным, тем более что на необходимые для такой экспедиции водородный и керосиновый буксиры деньги не выделены. Для испытаний нового корабля на низкой орбите Земли можно будет использовать обычную «Ангару-А5» в пилотируемой модификации («Ангара-А5П»), если, конечно, стартовый комплекс для «Ангары» на Восточном все-таки будет построен.
|
Космическая лента |