Г.6 Проект макс

Рисунок Г. 5 – Общий вид проекта АКС МАКС

Концепция МАКС предполагает создание многоцелевой АКС, состоящей из двух ступеней: дозвукового самолета-носителя Ан-225 и ракетной ступени (Рисунок Г. 5 – Общий вид проекта АКС МАКС), которая может быть выполнена в различной конфигурации и комплектации (Рисунок Г. 6 - АКС МАКС) с высоким уровнем унификации [89], [87].

Основные цели разработки системы МАКС:

• значительное снижение стоимости транспортных операций по выведению полезных нагрузок на околоземную орбиту и возвращению их на Землю;

• гарантированный доступ космических средств России во все области околоземного космического пространства, включая низкие орбиты с наклонением 0 – 50;

• расширение области применения космических средств за счет дополнительных задач, выполнение которых возможно только при использовании высокоманевренного авиационного старта для космической ступени.

Один из наиболее перспективных и экономически выгодных вариантов использования МАКС – доставка на орбиту и возвращение модулей, предназначенных для промышленного производства полупроводниковых материалов, на базе которых будут строиться схемы перспективных ЭВМ – монокристаллы арсенида галлия. Потребность рынка в этом материале оценивается в 50 млрд. долл.

Система МАКС обеспечивает выполнение экологических требований по минимальному воздействию на окружающую среду:

• применяются «экологически чистые» компоненты топлива в маршевой двигательной установке (Н₂+О₂+керосин) и в двигателях орбитального маневрирования и реактивной системы управления (Н₂О₂+керосин);

• не требуются отчужденные земли под падающие элементы конструкции;

• уменьшается акустическое воздействие на поверхность Земли при запуске ЖРД на высоте 8 – 9 км.

Применение системы максимально опирается на существующую и развивающуюся инфраструктуру средств обеспечения космических и воздушных полетов, в том числе на наземные технологические и управляющие комплексы системы «Буран».

Концепция МАКС предусматривает создание базового варианта МАКС-ОС (Рисунок Г.6 а - АКС МАКС), состоящего из самолета-носителя, многоразового орбитального самолета (Рисунок Г. 7 - многоразовый орбитальный самолет АКС МАКС) и одноразового внешнего топливного бака (ВТБ). Далее на основе этого варианта предлагается разработать транспортный вариант с одноразовой второй ступенью (МАКС-Т), Рисунок 6 б, 8 - транспортный вариант с одноразовой второй ступенью АКС МАКС.

Рисунок Г. 6 - АКС МАКС

Рисунок Г. 7 - Многоразовый орбитальный самолет АКС МАКС

Рисунок Г. 8 – Транспортный вариант с одноразовой второй ступенью АКС МАКС

Проработаны также несколько вариантов орбитального самолета:

• ОС-ТТО (транспортно-техническое обслуживание космических станций и космических аппаратов с герметичным модулем в грузовом отсеке ОС или без него);

• ОС-С (спасение экипажей космических станций и космических аппаратов в аварийных ситуациях);

• ОС‑БП (беспилотный вариант ОС).

Основные характеристики вариантов МАКС ближней перспективы приведены в таблице Г. 3. [89].

Использование в качестве подвижной стартовой платформы тяжелого дозвукового самолета-носителя Ан-225 «Мрия» с двигателями Д-18Т или TRENT обеспечит:

• более быструю и энергетически экономичную подстройку под конечную орбиту любого наклонения с помощью фазирования за счет параллакса по сравнению с традиционными ракетными системами с наземным стартом;

• возможность выведения полезных нагрузок на орбиты малого наклонения вплоть до экваториальных (при дозаправке самолета-носителя или его перебазировании) и обеспечение оптимального доступа на геостационарную орбиту;

• гибкость и мобильность системы за счет возможности дозаправки носителя топливом в полете, перебазирования на другой аэродром и использования авиационной методологии эксплуатации системы.

Основные характеристики вариантов МАКС ближней перспективы приведены в таблице Г. 3.

Таблица Г. 3 - Основные характеристики вариантов МАКС

Наименование	Вариант
	МАКС- ОС-БП	МАКС- ОС-П	МАКС-Т
Стартовая масса АКС, т	630	630	630
Стартовая масса 2-ой ракетной ступени, т	275	275	275
Масса ПГ на опорной орбите (i = 51, H =200 км), т – выводимая, – возвращаемая	9,5 6,3	8,3 4,6	18,0 –
Масса ПГ на орбите (i = 90, H = 200 км), т	7,3	5,2	14,9
Масса ПГ на орбите (i = 51, H = 1000 км), т	4,5	3,3	16,0
Масса ПГ на геостационарной орбите, т	–	–	4,5
Общая масса ОС ТТО на орбите МКС (i = 51, H = 400 км) т,	–	24,2	–
Суммарная масса модуля ТТО, космонавтов (2 – 6 чел.) и грузов на орбите МКС , т	–	6,1	–
Размеры отсека ПГ (длинадиаметр), м	8,72,8	6,82,8	13,05,0
Диапазон достижимых наклонений, град	0 – 110	0 – 110	0 – 180
Диапазон достижимых высот орбиты, км	1800	1600	36000
Боковая дальность спуска, км	2000	2000	–
Длина ВПП аэродрома посадки ОС, м	3000	3000	–
Продолжительность межполётной подготовки, сут	2 – 7	2 – 7	2 – 7

Самолет Ан-225 в настоящее время существует в единственном экземпляре и сертифицирован с полезным грузом массой 225 т. Если проект МАКС будет принят к разработке, то необходимо будет построить новый самолет, рассчитанный на груз 275 т.

В качестве маршевого двигателя ракетной ступени МАКС во всех ее вариантах принят трехкомпонентный (водород+керосин+кислород) ЖРД РД-701 [91]. Двигатель РД-701 является двухрежимным. На первом режиме используются все три компонента, на втором – два компонента: жидкие водород и кислород. При смене режимов двигателя его удельный импульс увеличивается, а тяга уменьшается в ~ 2,5 раза.

К важным преимуществам этого двигателя относятся:

• высокий удельный импульс I_П  460 c;

• малая удельная масса;

• значительный (до 27 – 30%) выигрыш в «сухой» массе 2-ой ступени за счет уменьшения объема и массы водородного бака по сравнению с вариантом с двухкомпонентным топливом (Н₂+О₂); масса ПГ при этом остается практически неизменной;

• отсутствие требования глубокого дросселирования на втором (двухкомпонентном Н₂+О₂) режиме его работы в конце траектории выведения, т.к. уровень тяги на этом режиме составляет порядка 40% от номинальной начальной тяги;

• возможность управления вектором тяги с помощью поворотного сопла.

Кроме того, для аппаратов с трехкомпонентным двигателем характерны уменьшение потребного количества водорода и возможность слива керосина в полете по сравнению с аппаратом с двухкомпонентным топливом. В результате оба этих фактора способствуют увеличению безопасности в аварийных ситуациях.

Проект МАКС имеет большой научно-технический задел:

• всесторонняя отработка аэродинамики, теплозащиты, устойчивости и управляемости (свыше 10000 испытаний в аэродинамических трубах ЦАГИ, на стендах, моделях и аналогах);

• большой научно-технический и конструкторский задел по изделиям «Буран», «Бор», «105-11» и др.;

• имеется летный образец самолета Ан-225;

• разработан и прошел успешные испытания экспериментальный малоразмерный трехкомпонентный двигатель;

• изготовлены полноразмерные конструктивно подобные макеты внешнего топливного бака, маршевой двигательной установки, хвостовой части фюзеляжа с крылом, килем, балансировочным щитком, маршевой ДУ и объединённой ДУ орбитального маневрирования и реактивного управления;

• изготовлена динамически подобная модель внешнего топливного бака и проведены вибрационные испытания модели бака окислителя;

• разработан и находится в стадии сертификации AL-Li сплав 1460, из которого в НПО «Энергия» были изготовлены топливные баки по контракту с фирмой MDD (США) [92].

Проведенный в ЦАГИ риск-анализ создания МКТС горизонтального старта в концепции МАКС-ОС показал, что технический риск разработки такой концепции является приемлемым для перехода на стадию ОКР и существенно меньшим, чем у других концепций МКТС горизонтального старта с ВРД [93].

К настоящему времени выполнено 25% проекта (разработано ТП с дополнениями, изготовлен технологический макет ВТБ, на 50% изготовлен технологический макет ОС и др.). Стоимость выполненных работ оценивается примерно в 1 млрд. долл. Остающаяся стоимость выполнения первого этапа (создание МАКС-ОС‑БП), включающая опережающую разработку конструктивно подобного демонстратора, составляет ~ 1,5 млрд. долл.

Для проведения дальнейших работ по созданию систем МАКС-ОС-П и МАКС-Т потребуется дополнительно ~ 1,1 млрд. долл. США. Анализ состояния работ по проекту в кооперации основных предприятий-разработчиков элементов системы показывает, что для завершения создания системы МАКС потребуется 4 – 5 лет от момента начала финансирования.

Прогнозируемая интенсивность полетов МАКС в трех указанных комплектациях может составить не менее 15 – 30 пусков в год. В этом случае (при кратности ОС – 100, маршевая ДУ – 15 и ДСН – 1000) ожидаемый уровень средней стоимости пуска составит: МАКС-ОС-БП – 6,25 млн. долл., МАКС-ОС-П – 9,2 млн. долл., МАКС‑Т – 16,5 млн. долл. Удельная стоимость выведения 1 кг ПГ на низкую околоземную орбиту (Н = 200 км, i = 51) в зависимости от варианта МАКС и числа и объема космической программы должна составить 660 – 1400 долл./кг.

Основные весовые характеристики базового варианта ОС и ВТБ приведены в таблице Г. 4.

Таблица Г. 4 - Основные весовые характеристики базового варианта ОС и ВТБ

Наименование	Значение, т
Конечная масса ОСБ на орбите (i=51°, H=100200 км)	37,72
Масса ОС	26,90
Масса ВТБ	10,82
Орбитальный самолет:
– конструкция и теплозащита	6,37
– оборудование	3,74
– двигатель и топливная система	5,68
– весовой резерв	0,96
– топливо и газ	1,49
– экипаж	0,16
– полезный груз	8,50
– ПГ беспилотного варианта	10,00
Внешний топливный бак:
– конструкция	5,68
– оборудование и топливная система	2,08
– весовой резерв	0,50
– невырабатываемое топливо	2,56

Проект МАКС соответствует уровню технологии ближайшей перспективы и в настоящее время является наиболее подготовленным и близким к стадии перехода к конструкторской проработке [93].