Лунный орбитальный корабль (ЛОК) для воплощения пилотируемых полетов к Луне в составе экспедиционного комплекса Н1-Л3
1-ые проработки по теме "Альянс" (сборка на околоземной орбите при помощи нескольких запусков РН Р-7А экспедиционного комплекса 7К-9К-11К для облета Луны) начались в ОКБ-1 в 1960 году, и за 5 лет (до 1965 г.) корабль 7К прошел путь от первых конструкторских набросков до летных изделий (в варианте ЛОК), которым так и не предначертано было побывать в космосе из-за 4 аварий попорядку ракеты-носителя Н1.
Вот тогда, в первой половине 1960-х годов, были приняты все главные проектные решения по галлактическому кораблю "Альянс". В 1962 г. была выбрана сборка 7К и обусловился его окончательный вид и главные размерности. А именно, требование возврата в атмосферу Земли со 2-ой галлактической скоростью обусловили фарообразную форму спускаемого аппарата, а энерго способности ракеты-носителя Н1 определили массу и внутренний обитаемый объем корабля.
В 1963 г. в процессе прямых проектных работ по "Союзу" (7К) были уточнены сборка корабля и головного блока РН, определен состав корабля и конструктивно-компоновочные схемы его отсеков, выданы технические задания смежным компаниям и разработаны бортовые системы и логика их работы. С середины 1963 г. начался выпуск конструкторской документации.
В том же 1963 г. была начата проработка трёхместного КК для орбитальных полётов, а посреди 1964 г. начались 1-ые проработки варианта стыковки на орбите 2-ух кораблей 7К.
Тогда же, посреди 1964 г., работы по комплексу 7К-9К-11К на базе ракеты-носителя Р-7А были прекращены в связи с переориентацией Лунной программки на вновь разрабатываемую ракету-носитель Н1 (тема Н1-Л3) с конфигурацией целей полёта: заместо облёта Луны планировалась экспедиция на Луну. Работы по кораблю 7К длилось в плане реализации орбитальных полётов (наряду с вариантом ЛОК), но программка работ в это время отсутствовала.
Таким макаром, 7К (как и ЛОК), оптимизировался для выполнения определенной задачки - доставки на окололунную (для ЛОКа) орбиту с возвращением на Землю (либо лишь на околоземную для позднего варианта 7К) экипажа из 2-ух человек с возможностью выполнения операций маневрирования, стыковки на орбите с кооперируемым объектом и выхода членов экипажа в открытый космос. В качестве полезной нагрузки (кроме экипажа и служебных систем) предусматривались средства жизнеобеспечения и используемые в течение двухнедельного автономного полета материалы, и, образно говоря, флаг СССР для установки на поверхности Луны (мотивированной попутный груз) и несколько кг лунного грунта (на оборотном пути). Никаких других задач, тем паче по обеспечению грузооборота на трассе "Земля-орбита-Земля", не ставилось.
К концу 1964 г. (после прекращения работ по комплексу 7К-9К-11К) разработка корабля 7К находилась в стадии, когда был завершён его проект, проведена его увязка с РН, выпущен основной набор конструкторской документации и велось изготовка вещественной части. Потому что в процессе работы над 7К появилась потребность отработки на околоземной орбите ряда операций предстоявшей лунной экспедиции, и а именно, стыковки 2-ух кораблей с переходом членов экипажа из корабля в корабль через открытый космос, то законченный проект корабля предугадывал стыковку на орбите и ряд многообещающих технических решений, которые необходимо было отрабатывать и внедрять в технику пилотируемых полётов. В конце концов, нужно было продолжать сами пилотируемые полёты, и на замену галлактическому кораблю "Восход" был должен прийти новый галлактический корабль.
Потому сначала 1965 г., невзирая на прекращение работ по комплексу в целом, было принято принципное решение о окончании сотворения корабля 7К в целях реализации экспериментальных полётов с экипажем до трёх человек для отработки сближения и стыковки на орбите, проверки новых решений и проведения научно-технических исследовательских работ. Работы по кораблю 7К, получившему заглавие "Альянс" и обозначение 7К-ОК, были продолжены с учетом нового предназначения корабля и с полным внедрением проектного задела и предусмотренных многообещающих решений (а именно по сборке КА на орбите, управляемому спуску в атмосфере и др.).
В 1965 г. была стопроцентно завершена проектная разработка КК "Альянс", а в течение последующего, 1966 года - его наземная экспериментальная отработка.
1-ый пуск КК "Альянс" (заводской N2) был проведён 28 ноября 1966 г. под заглавием "Космос-133". И хотя корабль из-за промышленных изъянов в системе управления движками ориентации не удалось штатно возвратить на Землю (он был ликвидирован системой аварийного подрыва), этот полет ознаменовал собой рождение нового галлактического корабля.
С того времени за свою сорокалетнюю историю галлактический корабль "Альянс" перетерпел огромное количество поочередных модификаций (летавшие 7К, 7К-ОК, 7К-Т, 7К-ТМ, 7К-ТМА и нереализованные, включая военные, проекты 7К-П, 7К-ППК, 7К-Р, 7К-ТК, 7К-ВИ, 7К-С, 7К-СГ, также имеющийся задел под вероятные будущие модификации варианта 7К-ТМ - 7К-ТММ и 7К-ТМС), фактически исчерпав все свои возможности для предстоящего совершенствования. И хотя он зарекомендовал себя прекрасно и является надежным пилотируемым кораблем, за прошедшие десятилетия он морально и на техническом уровне устарел, невзирая на все проведенные модернизации. Его летно-эксплуатационные свойства все наименее удовлетворяют возросшим требованиям к современным пилотируемым кораблям - постоянная идеология корабля, заложенная конструкторами еще в первой половине 60-х годов прошедшего столетия, значительно ограничивает не только лишь его способности, да и предстоящее развитие нашей пилотируемой астронавтики.
РКК "Энергия", которая как разработчик лучше всех осознает необходимость подмены "Союза" (даже с учетом разработки "Бурана"), инициировала в первой половине 1980-х гг. работы по созданию многоразового галлактического корабля "Заря" (изделие 14Ф70). Полномасштабные работы по "Заре" были развернуты после выхода правительственного Постановления от 27 января 1985 г. Постановлением предусматривалось создание многоразового галлактического корабля общим весом до 15 т, рассчитанного на вывод в космос новейшей РН "Зенит". В варианте наибольшей вместимости в корабле располагался экипаж до 8 человек.
Этот проект был доведен до стадии выпуска рабочих чертежей, но позже из-за недостающего финансирования закрыт. В итоге РКК "Энергия", опять вставшая перед необходимостью сотворения преемника "Союза", во 2-ой половине 1990-х годов в деятельном порядке начала проектные проработки по многообещающему кораблю последнего поколения, который был должен придти ему на замену. Опыт эксплуатации орбитальных комплектов "Мир" и МКС, также тенденции развития пилотируемой астронавтики проявили необходимость разработки пилотируемого корабля с увеличенной численностью экипажа и массой доставляемых и возвращаемых грузов, также усовершенствованными техническими чертами, сначала, с наименьшими перегрузками при спуске и увеличенной точностью посадки. В то же время, беря во внимание денежные реалии, новый корабль был должен иметь более умеренные массо-габаритные свойства по сопоставлению с КК "Заря".
К этому времени в РКК "Энергия" существовал большой задел по разработке маневрирующих пилотируемых капсул, выполненных по схеме "несущий корпус". По логике развития пилотируемых средств, они должны были стать логическим продолжением "Союза" в цепи разработки спускаемых аппаратов с постепенным ростом аэродинамического свойства ("Восток"/"Восход" → "Альянс"/"Заря" → аппараты схемы "несущий корпус" → "Буран") для увеличения комфортности спуска, величины бокового маневра, точности приземления и обеспечения многоразового использования. Поисковые научно-исследовательские работы по аппаратам схемы "несущий корпус" начались еще в ЦКБЭМ, в "добурановские" времена, и длилось потом в НПО и РКК "Энергия".
На первом шаге этих работ, в конце 1980-х годов, были разработаны возвращаемые баллистические капсулы (ВБК) "Радуга", на базе которых (методом их оснащения приборно-агрегатными отсеками) планировалось сделать семейство автономных беспилотных галлактических аппаратов для выполнения технологических и других тестов в невесомости с следующим возвращением получаемых результатов этих исследовательских работ на Землю. Такие галлактические аппараты, получившие обозначение ОМА (Орбитальные малые аппараты), разрабатывались для запусков на ракетах-носителях "Космос-3М" (две модификации для больших и низких орбит) и "Циклон", при этом более мощнейший "Циклон" позволял использовать увеличенный вариант "Радуги".
Снаружи ВБК представляет собой цилиндр со сферическим носом и конусной юбкой сзади общей массой 350 кг. Главные характеристики и внешний облик вариантов галлактических аппаратов, использующих в собственном составе ВБК "Радуга", представлены в таблице.
Сравнительные свойства галлактических аппаратов, имеющих в собственном составе возвращаемую баллистическую капсулу "Радуга"
Схема аппарата
Ракета-носитель "Альянс" (ТКГ "Прогресс-М") "Космос-3М" "Космос-3М" "Циклон"
Стартовый комплекс Байконур Плесецк Плесецк Плесецк
Высота орбиты, км 220...400 350 800 800
Масса аппарата, кг, в том числе: 350 765 1500 3500
масса капсулы, кг 350 350 350 1500
нужный груз, кг 150 150 150 450
Длина капсулы, м 1,47 1,47 1,47 2,35
Поперечник капсулы (по юбке), м 0,78 0,78 0,78 1,8
Перегрузка при спуске, g 8...10 8...10 8...10 8...10
Перегрузка при приземлении, g 100 100 100 20 (с движками мягенькой посадки)
До практической реализации была доведена только конкретно сама капсула "Радуга", которая использовалась в составе транспортного грузового корабля (ТГК) "Прогресс-М" для оперативной доставки результатов тестов с орбитального комплекса "Мир".
Выведение и возвращение капсулы производилось при помощи грузовых кораблей "Прогресс М", зачем капсула разъединялась на две части и располагалась в обитаемом грузовом отсеке корабля. Экипаж станции перед отстыковкой "грузовика" закладывал вовнутрь капсулы материалы с плодами исследовательских работ, соединял обе части капсулы совместно и закреплял её на фланце лючка стыковочного агрегата корабля.
После проверки готовности её систем к выполнению операций для возвращения на Землю и следующей расстыковки со станцией грузовой корабль выдавал тормозной импульс, потом перед входом в плотные слои атмосферы капсула выталкивалась пружинным механизмом из грузового отсека, заходила в плотные слои атмосферы и производила баллистический спуск. На высоте 17000...11000 м раскрывался парашют, на котором при вертикальной скорости спуска 8 м/с и производилось приземление.
Возвращаемая баллистическая капсула (ВБК) "Радуга":
1 - теплозащитное покрытие, 2 - возвращаемый груз; 3 - приборы и оборудование; 4 - крышка парашютного контейнера; 5 - парашютная система; 6 - радиопеленгационные средства и проблесковый маяк
1-ый пуск возвращаемой баллистической капсулы "Радуга" состоялся в составе ТГК "Прогресс-М5" (старт 27.09.10990, посадка 29.11.1990). Не глядя на наивысшую грузоподъемность в 150 кг, в первом полете капсула возвратила на Землю только 26 кг фотопленки, отснятой на фотокомплексе "Природа-5" орбитального комплекса "Мир". Остальной объем капсулы занимала телеметрическая аппаратура для регистрации характеристик спуска самой капсулы.
Всего в период 1990-1994 гг. было выведено на орбиту и возвращено на Землю девять капсул (одна из их после возвращения не была найдена), при помощи которых со станции "Мир" на Землю было доставлено более 500 кг материалов с плодами исследовательских работ.
Баллистические капсулы из-за нулевого гиперзвукового свойства имеют суровый недочет - огромные размеры района посадки. Точность приземления повдоль трассы полета составляла плюс/минус 125 км при боковом разбросе плюс/минус 15 км. Повысить точность приземления можно было за счет программного управления подъемной силой, действующей на корпус капсулы на участке спуска в атмосфере. Но для появления этой подъемной силы капсула обязана иметь положительное гиперзвуковое аэродинамическое качество, потому логическим развитием баллистических капсул стали проработки спускаемых аппаратов, выполненных по схеме "несущий корпус".
В итоге научно-исследовательских работ в первой половине 1990-х годов ведущим аэродинамиком РКК "Энергия" А.Г.Решетиным была предложена новенькая конфигурация спускаемого аппарата с гиперзвуковым аэродинамическим качеством, равным единице. Это позволяло галлактическому аппарату массой до 15 т производить на шаге спуска боковой маневр до плюс/минус 1000 км от трассы полета и понизить размеры района посадки до 5х5 км. Благодаря вытянутой несимметричной форме предложенный спускаемый аппарат, выполненный по схеме "несущий корпус", является промежным вариантом меж крылатым "Бураном" (аэродинамическое качество на гиперзвуке 1.3, на дозвуке - 5.6) и практически баллистической капсулой "Союза" (аэродинамическое качество около 0,3).
Возвращаемая маневрирующая капсула (ВМК):
1 - верхняя биконическая поверхность; 2 - нижняя поверхность, закрытая донным экраном, выполненная в виде сферического сектора; 3 - носовая часть; 4 - секции кормового балансировочного щитка
На новейшую конфигурацию спускаемого аппарата группой разработчиков (В.А.Болотин, В.Е.Миненко, А.Г.Решетин, А.П.Скотников, А.Н.Щукин) 5 августа 1994 г. была подана патентная заявка на изобретение "Галлактический аппарат для спуска в атмосфере планетки и метод спуска галлактического аппарата в атмосфере планетки" за номером 2083448/RU. Отличительной чертой аппарата (см. набросок) является биконический несущий теплоизолированный корпус с затупленной носовой частью, выполненный в виде соединенных верхней и нижней частей с разным профилированием поверхностей. Нижняя, обращенная к сгустку поверхность, запирается донным экраном и снабжена кормовым щитком, который вместе с нижней поверхностью (и донным экраном) выполнен в виде частей сферического сектора. Щиток состоит из 2-ух независящих секций, что позволяет управлять аппаратом при спуске в атмосфере по каналам тангажа (при совместном отклонении секций) и наклона (за счет их раздельного отличия). Приземлялся аппарат на "брюхо" с внедрением парашюта.
По аналогии с ВБК на основании предложенной конфигурации спускаемого аппарата, получившего заглавие "возвращаемая маневрирующая капсула" (ВМК), планировалось сделать семейство галлактических кораблей под РН "Циклон", "Альянс" и "Протон" (см. таблицу):
Сравнительные свойства орбитальных аппаратов, имеющих в собственном составе возвращаемую маневрирующую капсулу
Схема аппарата
Ракета-носитель "Циклон" "Альянс" "Зенит" "Протон"
Стартовый комплекс Плесецк Байконур, Плесецк Байконур, Плесецк Байконур
Высота орбиты, км 800 220 800 220
Масса аппарата, кг, в том числе: 3500 6800 12500 20000
масса капсулы, кг 1500 3000 5500 5500
нужный груз, кг 250 1000 2000 2000
Длина капсулы, м 2,4 4,0 5,6 5,6
Поперечник капсулы, м 1,2 2,0 2,8 2,8
Перегрузка при спуске, g 1,5...2,5 1,5...2,5 1,5...2,5 1,5...2,5
Перегрузка при приземлении, g 20 20 20 20
Вариант возвращаемой маневрирующей капсулы в размерности под РН "Циклон", для которой был выпущен аванпроект и выполнено эскизное проектирование, получил собственное имя "Зарница". На ее базе был разработан транспортный исследовательский аппарат (ТИА), предназначавшийся для беспилотных полетов. Другие корабли проектировались уже для пилотируемых полетов, при этом не исключено, что шифром "Зарница" обозначался весь класс предложенных ВМК. Отметим себе на будущее немаловажную деталь - вначале предполагалось, что все галлактические аппараты, кроме ВМК, имеют также в собственном составе разовый приборно-агрегатный отсек: это понадобится при предстоящем рассмотрении вариантов сборки "Клипера".
Транспортный пилотируемый галлактический аппарат (набросок из статьи Барта Хендрикса): 1 - возвращаемая маневрирующая капсула; 2 - стыковочный отсек; 3 - стыковочный узел; 4 - приборно-агрегатный отсек.
Последующие исследования варианта для использования под РН "Зенит" позволили выработать концепцию транспортного пилотируемого галлактического аппарата (ТПКА), в составе которого находилась пилотируемая возвращаемая маневрирующая капсула, стыковочный отсек и приборно-агрегатный отсек (ПАО).
ВМК представляла собой аппарат, выполненный по биконической схеме "несущий корпус". Общая длина капсулы - 6200 мм, наибольший поперечник по корпусу - 2800 мм. В штатном варианте экипаж состоял из 3 человек, в аварийно-спасательном - до 7 астронавтов.
Система посадки - парашютно-реактивная, система амортизации могла использовать сотовые панели либо надувное посадочное устройство с внедрением эффекта воздушной подушки.
Капсула оснащалась люком-лазом для перехода в стыковочный отсек, в каком имелся один выдвижной (по аналогии со стыковочным модулем "Бурана") андрогинный периферийный агрегат стыковки (АПАС). Как и на "Буране", АПАС размещался перпендикулярно продольной оси и перед стыковкой выдвигался (по неподтвержденным данным, на 2000 мм) в рабочее положение за наружные контуры ТПКА. Существовал и другой вариант сборки АПАСа, взятый с переходных отсеков длительных орбитальный станций "Салют"/"Мир". Негерметичный приборный отсек был похож на аналогичный у "Союза", но его масса была в пару раз меньше. Снутри агрегатного отсека устанавливались классические "союзовские" баки "О" и "Г", корректирующая двигательная установка (КДУ), движки причаливания и ориентации (ДПО), хим источники питания (ХИП) и баки компонент дозаправки, а на наружной поверхности размещались антенно-фидерные устройства (АФУ), радиаторы системы обеспечения термического режима (СОТР), инфра-красная вертикаль (ИКВ), ориентируемые углепластиковые солнечные батареи с фото-электрическими преобразователями из бесформенного кремния.
Капсула имела изменяемое при помощи балансировочного щитка (горизонтального донного "оперения") аэродинамическое качество в спектре от 0 до 1.2 при скорости М<6 и углах атаки от 0º до +40º. Наибольшее качество капсулы достигалось при угле атаки 25º. Благодаря завышенному аэродинамическому качеству капсула существенно превосходила спускаемый аппарат "Союза" по маневренным чертам: управляемая дальность в плоскости орбиты составляла до 5000 км, наибольший боковой маневр - 1500 км. Расчетная точность посадки плюс/минус 200 метров, что позволяло эксплуатировать аппарат при 2-ух штатных посадочных полигонах. Предполагалось также иметь 3 запасные (они же аварийные) посадочные площадки. Капсула была рассчитана на 20-ти кратное внедрение, другие элементы остались разовыми.
После прекращения работ по маневренным капсулам в 1995 г. остался проектный задел, который и был применен при разработке предложений по "Клиперу".
На исходном шаге научно-исследовательских работ по новенькому кораблю (с 2000 г.) были проанализированы все российские и забугорные проекты галлактических кораблей с возвращаемыми аппаратами (ВА) 3-х главных типов, принципно отличающихся аэродинамической формой и методом посадки:
осесимметричные спускаемые аппараты типа "фара" с вертикальной (парашютной) посадкой;
аппараты "несущий корпус" с вертикальной (парашютной) посадкой;
крылатые аппараты с высочайшим аэродинамическим качеством с горизонтальной (самолетной) посадкой.
Сравнив технико-эксплуатационные оценки кораблей данных типов, проектанты РКК "Энергия" сделали вывод, что аппарат "несущий корпус" более предпочтителен для предстоящей разработки в качестве многообещающего галлактического корабля.
На основании этих проработок сначала 2002 г. были начаты научно-исследовательские работы по кораблю с возвращаемым аппаратом конструктивной формы "несущий корпус". Данные работы проводились по последующим главным фронтам:
разработка главных требований к кораблю и определение состава бортовых систем;
определение конструктивно-компоновочной схемы корабля;
исследование аэродинамических черт возвращаемого аппарата и отделяемого головного блока при работе САС;
исследование стойкости и маневренности возвращаемого аппарата, определение состава и черт аэродинамических и реактивных исполнительных органов управления возвращаемым аппаратом на участке спуска;
баллистический анализ траекторий спуска ВА, в т.ч. при работе САС;
определение черт термообмена возвращаемого аппарата на участке спуска и выбор теплозащитного покрытия;
исследование концепции построения комплекса средств посадки, анализ и выбор таких средств;
оценка технико-эксплуатационных черт и технологического обеспечения производства корабля на Заводе экспериментального машиностроения (ЗЭМ), входящем в состав РКК "Энергия".
Модель корпуса "Клипера", использовавшаяся в период 2002-2003 гг. для аэродинамических исследовательских работ.
Исследование и анализ аэродинамических черт возвращаемого аппарата, его стойкости и маневренности на атмосферном участке полета проводились в два шага в 2002-2003 гг. в ЦАГИ. Продувочные тесты масштабной модели возвращаемого аппарата были выполнены в 2003 г. в аэродинамической трубе в ЦНИИмаш.
Исследования и проектные оценки вариантов построения парашютных систем для возвращаемого аппарата типа "несущий корпус" проводились в 2003 г. в НИИ парашютостроения. Результаты этих исследовательских работ были представлены в соответственных научно-технических отчетах.
Конкретно на этом шаге, не глядя на заавесь секретности, в средствах массовой инфы (сначала в вебе) стала появляться 1-ая информация о разработке нового корабля.
Любопытно, что в 1996 году была проведена большая серия продувок в аэродинамических трубах на гиперзвуковых скоростях масштабных моделей орбитального самолета Многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС), в процессе которых исследовались разные конфигурации фюзеляжа аппарата при различном положении подвижных консолей крыла. В итоге этих и других исследовательских работ в 2000 г. появилась окончательная конфигурация МАКСа с фиксированными консолями крыла, но занимательно другое - использовавшиеся в аэродинамических исследовательских работах модели фюзеляжа орбитального самолета МАКСа очень очень напоминают представленную позже модель корпуса "Клипера".
До 2003 г. работы по "Клиперу" велись стопроцентно в деятельном порядке, и хроническое недофинансирование галлактической отрасли не оставляло надежд на реализацию проекта, но в 2003 г. ситуацию удалось переломить, заинтересовав новым кораблем Росавиакосмос.
К этому моменту проектанты, определившись с формой корабля, впритирку занялись его внутренней сборкой. Этот шаг является одним из самых сложных и, пожалуй, самым увлекательным. В процессе работ стало ясно, что "завязать" стопроцентно многоразовый корабль в избранных габаритах и массе не выходит. Чтоб не повторять ситуацию, возникшую при проектировании западноевропейского многоразового галлактического корабля "Гермес", когда неуклонный рост массы корабля в процессе проектирования в итоге сгубил проект, конструкторы "Клипера" сходу решили компоновать корабль из 2-ух многофункциональных отсеков - многоразового возвращаемого аппарата и разового служебно-агрегатного отсека, сбрасываемого после отработки тормозного импульса для схода с орбиты (вспомним, что все галлактические аппараты с ВМК также имели в собственном составе разовые приборно-агрегатные отсеки).
Такая идеология занимает промежуточное место меж стопроцентно многоразовым "Бураном" и разовым "Союзом", сбрасывающим перед тормозным импульсом бытовой, а потом перед входом в атмосферу и служебно-агрегатный отсеки.
Рассматривалось два варианта расположения негерметичного служебно-агрегатного отсека - впереди и сзади возвращаемого аппарата. Положение служебно-агрегатного отсека имеет принципное значение, потому что от этого зависит не только лишь наружняя, да и внутренняя сборка возвращаемого аппарата.
в базу этих 4 иллюстраций положены материалы Марка Вейда (Mark Wade)
Начальная сборка "Клипера" повторяла общую сборку "Союза" (поточнее, его варианта 7К-Л1 - изделия 11Ф91 для пилотируемого облета Луны с внедрением РН "Протон" (УР-500К). Служебно-агрегатный отсек размещался в хвостовой части корабля, стыкуясь разрывными соединениями с возвращаемым отсеком со стороны его задней части, покрытой теплозащитным покрытием. Астронавты при таковой сборке "Клипера" размещались (2-мя рядами по трое) в ориентации, аналогичной их размещению в "Союзе" - спиной к теплозащитному экрану, что обеспечивало наилучшее направление воздействия перегрузок (в направлении "грудь-спина") на шагах старта и посадки. Для более комфортной переносимости перегрузок экипажем, возвращающемся из долгих галлактических экспедиций, при спуске предусматривалось изменение наклона кресел на 30º. Это обосновано тем, что возвращаемый аппарат "Клипера", выполненный по схеме "несущий корпус", спускается (тормозится) в атмосфере при огромных углах атаки по сопоставлению со спускаемым аппаратом "Союза", и стартовое положение кресел становится неоптимальным.
Положение экипажа лицом к стыковочному узлу также является более обычным при выполнении разных динамических операций на орбите (сближении, стыковке и т.д.).
Авторство предложенной сборки "Клипера" разработчики (Ю.П.Семенов, Н.А.Брюханов, В.А.Болотин, О.Е.Макарьев, Н.К.Петров, А.Г.Решетин, Б.И.Сотников и В.В.Растений) подтвердили Патентом N2220077/RU от 29.12.2001, но при всех плюсах она имела и принципные недочеты.
Для настоящей работы на орбите требовался очередной замкнутый обитаемый бытовой отсек, который мог бы делать функции шлюзовой камеры при выходе экипажа в открытый космос. Также вызывала суровые трудности сборка системы аварийного спасения (САС) для обеспечения безопасности экипажа на участке выведения. Делему шлюзования можно было решить включением в состав корабля бытового отсека от "Союза" - в таком случае "Клипер" становился просто глубочайшей модификацией "Союза" с переделкой служебно-агрегатного отсека и значимым повышением аэродинамического свойства, размеров и массы спускаемого аппарата, который, становясь многоразовым, сейчас именовался возвращаемым отсеком. Но такое внедрение испытанных на "Союзе" конструктивных решений добивалась сильной и тяжеленной САС, которой сейчас предстояло стремительно увести от терпящей катастрофу ракеты-носителя бытовой и возвращаемый отсеки общим весом более 10-12 т!
Выход был найден в совмещении герметичного бытового и негерметичного служебно-агрегатного отсеков в едином орбитальном отсеке, сбрасываемом перед спуском с орбиты после выдачи тормозного импульса.
в базу этих 3-х иллюстраций положены материалы Марка Вейда (Mark Wade)
При таковой сборке орбитальный отсек можно было "бросить" на аварийной РН, а при помощи САС уводить от ракеты только возвращаемый отсек. Сейчас у корабля появились точные понятия "нос" и "хвост", постоянные для всех участков полета, от старта до посадки. Экипаж всегда "смотрел" вперед, но стыковаться приходилось "задом", по устройствам или с выносного пульта управления в бытовом отсеке. Новое положение экипажа было неоптимальным исходя из убеждений воздействия перегрузки при спуске, но ее направление "голова-ноги" можно поменять на близкое к "грудь-спина" методом поворота (опрокидывания на спину) кресел на 90º.
"Гибридный" многоразовый галлактический корабль
После выбора общей сборки на последующем шаге проектирования проводилась неоднократная оптимизация летно-технических и массо-габаритных черт корабля (параметрический анализ) с учетом продолжавшихся работ по уточнению выполняемых "Клипером" задач и выбора состава бортового оборудования.
Приблизительно в тот же период времени в дочерней фирме РКК "Энергия" - консорциуме "Галлактическая регата" (одним из управляющих которого был сегодняшний генеральный директор РКК "Энергия" - Николай Севастьянов) в период 2003-2004 г.г. в деятельном порядке была предложена новенькая концепция многоразового галлактического корабля, получившего заглавие "гибридный", сочетавшего внутри себя особенности и достоинства галлактических кораблей 2-ух главных типов: капсульного и крылатого. Основная мысль состояла в том, что крылья корабля были выполнены складывающимися и при спуске в атмосфере защищались лобовым экраном, а после его сброса они должны были разворачиваться для посадки на взлетно-посадочную полосу.
Рассматривались разные варианты корабля: массой 7, 12 и 20 тонн с экипажем от 2 до 8 человек, но работы были приостановлены на стадии технического предложения.
Сначала 2004 г. в РКК "Энергия" был выпущен итоговый отчет "Результаты проектных проработок и исследовательских работ пилотируемого галлактического корабля с возвращаемым аппаратом конструктивной формы "несущий корпус". Данный проект пилотируемого галлактического корабля (ПКК) получил официальное заглавие "Клипер". Итоговый отчет был представлен в Росавиакосмос (потом Федеральное галлактическое агентство - ФКА), который предугадал выделение малозначительных экономных средств на продолжение подготовительных исследовательских работ и постройку полноразмерного макета "Клипера".
17 февраля 2004 г. во время пресс-конференции в ИТАР-ТАСС генеральный директор Росавиакосмоса Ю.Н.Коптев в первый раз сказал о проекте многообещающего корабля "Клипер" широкой общественности. С учетом его слов, что Наша родина разрабатывает новый галлактический корабль с 2000 года, эта новость тогда прозвучала как сенсация!
Усилия РКК "Энергия" по продвижению проекта нового корабля не пропали даром - уже в апреле 2004 года Николай Моисеев, 1-ый заместитель главы ФКА, сказал о включении проекта сотворения "Клипера" в Федеральную галлактическую программку Рф на 2005-2015 годы.
Предназначение "Клипера"
Согласно итоговому отчету "Результаты проектных проработок...", ПКК "Клипер" представляет собой многоразовый многоцелевой галлактический корабль, который может употребляться как в пилотируемом, так и в беспилотном (автоматическом) режиме. Он разрабатывается как элемент транспортной системы обслуживания орбитальных комплексов (станций) на околоземных орбитах высотой до 500 км и делает последующие главные задачки:
доставка на орбитальную станцию и возвращение на Землю экипажа и полезного груза;
возвращение со станции на Землю результатов исследовательских работ и тестов;
выполнение функции корабля-спасателя для эвакуации экипажа станции на Землю при появлении экстремальной ситуации (при нахождении корабля в составе станции);
выполнение отдельных полетных операций в процессе дежурства в составе станции в рамках располагаемых ресурсов корабля;
удаление со станции отработавшего собственный ресурс оборудования, товаров жизнедеятельности и т.д.
ПКК "Клипер" с нужным дооснащением обеспечивает:
выполнение мотивированных пилотируемых полетов, предусматривающих опыты и исследования в автономном полете, включая отработку систем и частей многообещающих галлактических аппаратов;
сервис кооперированных КА (регламентные и ремонтно-восстановительные работы, маневры корректировки орбиты);
выполнение коммерческих галлактических полетов (к примеру: посещение группой туристов орбитальной станции).
Дооснащение корабля под разные мотивированные задачки подразумевается проводить в главном за счет доработок агрегатного отсека. При всем этом допускается исключать из состава корабля системы и агрегаты, обеспечивающие взаимодействие со станцией, к примеру систему стыковки, систему обоюдных измерений, средства межбортовой связи и т.д.
Видоизменение проекта
В 2004 г. в РКК "Энергия" начались предэскизные работы по уточнению конструктивно-компоновочной схемы корабля и состава бортовых систем. В итоге этого в начальный проект были внесены некие конфигурации. А именно, была кардинально переработана системы аварийного спасения (САС), поменялось размещение движков причаливания и ориентации, в системе электроснабжения было решено отрешиться от солнечных батарей в пользу химического генератора.
В 2004 г., кроме основного варианта корабля по схеме "несущее крыло", развернулись проектные и исследования по крылатому варианту вместе с КБ имени П.О. Сухого, Была начата разработка "крылатой схемы" корабля, так как данный вариант в большей степени соответствует условиям комфортабельного спуска в атмосфере и посадки: крылатые возвращаемые аппараты владеют высочайшим аэродинамическим качеством, как на гиперзвуковых, так и на дозвуковых скоростях, по этому экипаж испытывает малозначительные перегрузки на участке спуска.
Внимание! При разработке анимации крылатого варианта "Клипера" использовалась рабочая 3D-модель, потому иллюстрация содержит некорректности и погрешности и может служить только для демонстрации наружной формы корабля
Не считая того, обеспечивается возможность аэродинамического маневра (-1500-2000 км) и горизонтальная (самолетная) посадка на аэродром с внедрением колесного шасси. Посадка на аэродром исключает необходимость задействования дорогостоящих средств Поисково-спасательной службы (ПСС). К преимуществу "крылатой" схемы можно также отнести большой коэффициент многоразовости: не требуются парашютная система, движки мягенькой посадки, посадочное устройство, т.е. разовые системы, подмена которых требуется после каждого полета.
Недочетом "крылатой схемы" будет то, что неосуществим неуправляемый спуск корабля, в связи с чем в этом варианте предъявляются более высочайшие требования к надежности бортовых систем на участке схода с орбиты и приземления. На случай вероятного аварийного спуска потребуются дополнительные запасные аэродромы. Следует также отметить, что "крылатый" вариант будет несколько тяжелее (но не намного), чем аппарат по схеме "несущий корпус" за счет того, что в нем имеются крылья с теплозащитным покрытием и шасси, хотя при всем этом отсутствуют парашютная система, движки мягенькой посадки и посадочное устройство.
Таким макаром, в текущее время в РКК "Энергия" ведутся предэскизные работы по двум вариантам "Клипера": "несущий корпус" и "крылатого" типа. В
ужс я даже не могу представить как это больно 