omega_giperon (omega_hyperon) wrote,
omega_giperon
omega_hyperon

Category:

Несостоявшаяся "Заря" НК 08/2014

В контексте очередного изменения взглядов руководства отрасли на облик перспективного пилотируемого космического корабля, предлагаю вспомнить советский опыт, описанный в статье И.Афанасьева и Д.Воронцова из 8-го номера "Новостей космонавтики" за 2014 год:


Многоразовые пилотируемые космические корабли обычно ассоциируются с крылатыми системами типа Space Shuttle или «Буран». Бескрылые встречаются гораздо реже. Из летавших к ним можно отнести лишь советский возвращаемый аппарат (ВА) транспортного корабля снабжения (ТКС) орбитального комплекса «Алмаз» с парашютно-реактивной системой посадки. И уж совсем экзотикой выглядят корабли с чисто реактивной посадкой. До недавнего времени они оставались лишь в проектах, вызывая интерес у одной части экспертов и недоверие у другой. Сейчас «мода» на реактивную посадку растет: такая концепция использована в проектах американского корабля Dragon V2 фирмы SpaceX (НК № 7, 2014 с. 18 - 22) и ранних вариантов российского перспективного транспортного корабля нового поколения (ПТК НП) разработки РКК «Энергия» (НК № 1, 2009, с. 24 - 27). Однако история попыток создать пилотируемый космический аппарат вертикальной реактивной посадки насчитывает уже не один десяток лет.

На первый взгляд, реактивная посадка нужна лишь для приземления на безатмосферные небесные тела (такие как Луна и астероиды) или планеты с крайне разреженной атмосферой вроде Марса. На «воздушную» Землю или «своенравную» Венеру проще садиться с помощью парашюта или крыла (В некоторых случаях бывает достаточно даже бескрылого корабля с несущим корпусом, если он обладает способностью выполнять горизонтальную планирующую посадку на взлетно-посадочную полосу (ВПП) аэродрома (НК № 10, 2007, с. 24-27). Можно также вспомнить и экзотику типа авторотирующей посадки на вертолетном винте, но здесь технические проблемы настолько сложны, что рассматривать этот способ в качестве реального метода приземления преждевременно). Однако для обеспечения многократности использования космического аппарата оба эти способа имеют существенные недостатки.

Посадка на парашютах проста, надежна и отработана, не требует больших затрат массы, но точность приземления в этом случае не всегда приемлема. Ограничения по возможности приземления в заданном районе зависят не столько от конструкции корабля и продолжительности участка парашютирования (хотя они, безусловно, влияют на точность), сколько от параметров траектории в момент входа в атмосферу и характеристик системы управления спуском, которые обычно основаны на алгоритме попадающих траекторий и инерциальной навигации. После прохождения плазменного участка спуска и перед вводом парашюта отклонения от номинала при самом благоприятном раскладе составляют порядка 25 % от максимально возможного рассеивания. Это можно решить путем использования алгоритма терминального наведения совместно с аппаратурой спутниковой навигации, а ветровой снос парашюта довольно неплохо учитывается с помощью точного метеопрогноза (скорость и направление ветра по высотам). И все же приходится признать, что парашютная посадка в принципе не совместима с высокой (порядка 1 км) точностью приземления.

Эвакуация экипажа и матчасти кораблей с малыми возможностями по управлению участком входа в атмосферу (а также сорвавшихся в баллистический спуск), у которых неопределенность расчета координат посадки гораздо выше, требует организации сложных операций поиска и спасения с привлечением больших ресурсов.

Для повторного использования спускаемый аппарат необходимо донести до места встречи с землей в максимально целостном виде и посадить, не разрушив его отдельные элементы и не причинив вреда экипажу. Ударные перегрузки при приземлении зависят от жесткости посадочной площадки и скорости в момент ее касания. Американские бескрылые корабли садятся на относительно мягкую воду в океане, но даже в этом случае приходится максимально возможно уменьшать скорость парашютирования. Проще всего увеличивать площадь парашюта, но это не всегда рационально (Во-первых, с какого-то момента масса парашюта растет быстрее, чем падает скорость снижения; во-вторых, при увеличении площади многократно множатся трудности, связанные с упомянутым выше ветровым сносом). Отечественные разработчики нашли оптимальный вариант за счет ввода в конструкцию двигателей мягкой посадки, которые перед самой землей снижают остатки скорости до нуля.

В силу низкой точности при снижении на парашюте над сушей посадка может произойти на поверхность произвольного рельефа. В большинстве случаев это ведет к опрокидыванию аппарата. Корабль достаточно крупных размеров может деформироваться. Разумеется, говорить о многократном использовании конструкции после такого приземления трудно, если вообще возможно.

Крылатые аппараты садятся на заранее подготовленные ВПП. Спуск происходит по траектории, которую в большинстве случаев можно скорректировать средствами аэродинамического управления корабля. Перегрузки при входе в атмосферу невелики, полет комфортабелен, вертикальная скорость при касании посадочной площадки мала – идеальный, казалось бы, вариант для многоразового корабля. Однако крыло, нужное для спуска и посадки, становится мертвым грузом при выведении и орбитальном полете. Особенно с учетом того факта, что его обширную поверхность приходится покрывать теплозащитой. К крылу еще прилагается фюзеляж, рассчитанный на большие изгибные нагрузки, хвостовое оперение, аэродинамические органы управления и посадочное шасси. В общем крыло в космосе – отнюдь не панацея: тяжело и дорого.

Реактивная посадка на этом фоне кажется оптимальным решением. Обладая точностью приземления, сопоставимой с самолетной, спускаемый аппарат не нуждается в крыльях, сохраняя компактную и хорошо изученную аэродинамическую формулу капсулы. Правда, для того чтобы погасить скорость более 100 – 150 м/с (Равновесная скорость свободного падения в земной атмосфере плюс запас на предпосадочное маневрирование), требуются двигатели и топливо. Их масса существенно выше, чем у парашютов, но заметно меньше, чем у крыла. Точность посадки и небольшие нагрузки при приземлении открывают путь к повторному использованию, причем не исключено что, за меньшую стоимость, чем у крылатых кораблей. Появляется возможность исключить дорогостоящие поисково-спасательные операции, характерные для спуска аппаратов капсульного типа.

Подобные выводы были сделаны полвека назад, правда, применительно к многоразовым одноступенчатым ракетным системам. Достаточно вспомнить проекты американского инженера Филипа Боно (Philip Bono) или не столь давние – 1990-х годов – полеты демонстратора DC-X (НК № 10, 2013, с. 57-58). В Советском Союзе реактивная посадка рассматривалась применительно к спасению блоков первой ступени частично-многоразовой ракетно-космической системы «Подъем», проектировавшейся в куйбышевском ЦСКБ в первой половине 1970-х. В качестве посадочных рассматривались турбореактивные двигатели РД-36-35, применявшиеся на Як-36 – прототипе первого советского серийного самолета вертикального взлета и посадки Як-38. Возвращаемые блоки «Подъема» предполагалось оснастить системой управления и посадочными опорами, приспособленными для приземления, в том числе на пересеченной местности.

Идея реактивной посадки была воспринята и создателями пилотируемых космических аппаратов. Одним из первых стал проект многоразового корабля «Заря» (14Ф70), разрабатывавшегося в НПО «Энергия» в соответствии с постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 27 января 1985 г. С учетом обычной советской практики подготовки директивных документов на основе наработок, подтверждающих реальность проекта, можно предположить, что работа началась задолго до выхода постановления. Известно, что, кроме кораблей на базе «Союза» (пилотируемые «Союз-Т» и -ТМ и беспилотные «Прогресс» и «Прогресс-М»), специалисты предприятия в подмосковных Подлипках неоднократно предлагали проекты различных аппаратов, рассчитанных на более мощные носители, чем королёвская «семерка», но менее дорогих, чем орбитальный корабль «Буран». В рамках отдельных научно-исследовательских работ рассматривалась и реактивная посадка, в том числе на воздушно-реактивных двигателях. Все эти наработки и «вылились» в итоге в проект транспортного корабля «Заря».

Инициатором, руководителем и главной движущей силой проекта был К.П.Феоктистов. Работа проводилась под личным контролем генерального конструктора НПО «Энергия» В. П. Глушко. 22 декабря 1986 г. Комиссия по военно-промышленным вопросам при Совмине СССР (ВПК) приняла решение о выпуске эскизного проекта на корабль «Заря». Он должен был создаваться в два этапа. На первом разрабатывался базовый многоразовый пилотируемый транспортный корабль, на втором – его модификации для решения специальных задач в автономных и совместных с другими космическими аппаратами полетах в широком диапазоне высот и наклонений (до 97°) орбит.

Эскизный проект базового корабля был выпущен в 1-м квартале 1987 г. и защищен на Научно-техническом совете (НТС) Министерства общего машиностроения. В целом проект был одобрен, но получил ряд замечаний, которые послужили основой для коррекции, выполненной к маю 1988 г. На совместном заседании НТС Минобщемаша и Главного управления космических средств (ГУКОС) Министерства обороны было принято решение о продолжении работы над «Зарей».

Размерность корабля была выбрана в соответствии с энергетикой РН «Зенит-2», которая должна была стать штатным носителем «Зари». Кроме того, корабль мог размещаться в грузовом отсеке «Бурана» (11Ф35).


Рисунок Джузеппе де Чиара

Базовый многоразовый корабль «Заря» предназначался для решения нескольких основных задач:

  • доставка экипажей и полезных грузов на постоянно действующие орбитальные станции типа «Мир» с последующим возвращением на Землю;

  • дежурство на станции для обеспечения спуска ее экипажа на Землю в нужный момент (допустимая длительность полета корабля – не менее 195 сут, с доработкой – до 270 сут);

  • доставка и возвращение грузов в беспилотном варианте;

  • операции по спасению экипажей пилотируемых объектов, например орбитальных станций и кораблей «Буран»;

  • автономные полеты в интересах Минобороны и Академии наук СССР.


Доработанная конструкция должна была использоваться также для решения целевых задач на втором этапе. Корабль «Заря» оснащался перспективным андрогинно-периферийным агрегатом АПАС-89, который можно было использовать для стыковки как с орбитальной станцией «Мир», так и с многоразовым кораблем «Буран».

Основной задачей, стоящей перед специалистами «Энергии», было создание многоместного многоразового транспортного корабля снабжения. Для ускорения реализации проекта предполагалось использовать весь опыт, накопленный предприятием в предыдущих работах по пилотируемой и беспилотной космической технике.

Базовый корабль разрабатывался как многоцелевой и предусматривал возможность совместной работы с буксирами для широкого орбитального маневрирования, вплоть до геостационарной орбиты (в данном случае в беспилотном варианте). При этом изменение целевого назначения или вариация численности экипажа практически не затрагивали основную конструкцию и системы. В зависимости от задач корабль мог комплектоваться экипажем различной численности: в транспортном варианте – два-четыре человека, в варианте спасателя он мог быть беспилотным или иметь экипаж из одного-двух космонавтов, возвращая на Землю от двух-четырех (на первом этапе) до восьми человек (на втором). Вариант для монтажных и ремонтно-восстановительных работ мог иметь экипаж численностью два-три человека.

Многоразовый пилотируемый корабль «Заря»

Рисунок Джузеппе де Чиара
1 – отстреливаемый люк; 2 – космонавт в катапультном кресле; 3 – антенны командной радиолинии и связи с Землей; 4 – стыковочный агрегат; 5 – катапультные кресла; 6 – ЖРД объединенной двигательной установки (ОДУ); 7 – ЖРД системы управления спуском; 8 – навесной отсек; 9 – двигательная установка орбитального маневрирования; 10 – ЖРД орбитальной ориентации и сближения; 11 – возвращаемый корабль; 12 – баки с топливом ОДУ; 13 – радиатор системы терморегулирования; 14 – приборы и агрегаты; 15 – перевозимые грузы; 16 – парашютный отсек

Рисунок Джузеппе де Чиара

В начале разработки корабль массой около 13 т задумывался полностью многоразовым и был «одномодульным» – строился в виде большого спускаемого аппарата с малым аэродинамическим качеством и вертикальной посадкой. Он компоновался довольно консервативно: в верхней части находились выдвижной стыковочный узел и приборные отсеки, в средней размещалась кабина экипажа, в нижней располагались тяжелые агрегаты и посадочные двигатели с топливными баками (поначалу они же должны были использоваться в качестве двигателей орбитального маневрирования).

Для выхода реактивных струй в лобовом щите располагался открывающийся люк. К тому времени это решение было отработано (на экспериментальном американском корабле Gemini II и на ВА ТКС) и хорошо известно, но имело ряд минусов. Во-первых, с момента аварии беспилотного корабля «Союз» («Космос-140»), который в феврале 1967 г. после повреждения лобового «щита» при входе в атмосферу и разгерметизации спускаемого аппарата утонул в Аральском море, у проектантов «Энергии» долгое время оставалось недоверие к любым манипуляциям с теплозащитным экраном, особенно в самых напряженных точках. Во-вторых, для того чтобы обеспечить необходимые газодинамические условия при посадке и не повредить корабль собственным выхлопом, нужны были довольно длинные посадочные опоры. И, в-третьих, размещение точки приложения тяги значительно ниже центра масс требовало создания достаточно мощных исполнительных органов системы управления.

Поэтому к разработке был принят альтернативный вариант компоновки. Двигательный отсек убрали из нижней части, подняли по высоте и расположили по периферии спускаемого аппарата, получившего название «Возвращаемый корабль» (ВК). Связку двигателей расположили вдоль образующей корпуса, обеспечив пересечение векторов тяги ЖРД существенно выше центра масс, повысив устойчивость и снизив потребные управляющие силы. В верхнем днище отсека, противоположном лобовому щиту, разместились тоннель с люком и стыковочным агрегатом и иллюминаторы, в том числе с оптическими визирами для ориентации. На внутренних поверхностях откидных панелей расположили антенны.

Функцию орбитального маневрирования возложили на отдельную двигательную установку (ДУ), которую с рядом подсистем вывели в одноразовый навесной отсек (НО), отделяемый перед входом в атмосферу. В этом варианте корабль диаметром 4.1 м и длиной 5 м имел максимальную массу около 15 т, при выведении на опорную орбиту наклонением 51.6° и высотой до 190 км мог доставлять на станцию и возвращать на Землю 2.5 т и 1.5 – 2.0 т грузов соответственно при экипаже из двух космонавтов, или 3.0 и 2.0 – 2.5 т – при полете без экипажа.

ВК вмещал экипаж, грузы, основные системы, а также посадочную ДУ с запасом топлива. Новый корабль заимствовал у «Союза ТМ» ряд решений, систем и агрегатов. В частности, ВК по форме являлся масштабно увеличенной копией «союзовской» «фары» (В свое время – в начале 1960-х – «фара» была выбрана как разумный компромисс между желанием получить высокое (для скользящего управляемого входа в атмосферу) аэродинамическое качество и необходимостью обеспечить максимальный внутренний объем при ограниченных габаритах. Эта же задача, с учетом размещения грузов внутри ВК, решалась и при проектировании «Зари»): длина – 3.6 м, диаметр – 3.7 м и коэффициент аэродинамического качества – 0.26.

Теплозащитное покрытие боковой поверхности корабля было многоразовым и «плиточным» – того же типа, что и на «Буране». Лобовой теплозащитный экран сделали одноразовым, поскольку он не только подвергался самым большим тепловым нагрузкам, но и играл роль посадочного амортизатора.


Схема установки теплозащитного покрытия на возвращаемый корабль

Во время спуска в атмосфере перед включением реактивной системы посадки выпускался стабилизирующий парашют относительно небольшой площади. За несколько десятков секунд до касания земли, на километровой высоте, начинали работать посадочные двигатели. В составе основной системы планировалось использовать 24 ЖРД объединенной двигательной установки (ОДУ) тягой 1.5 тс каждый (Изначально эти двигатели предполагали использовать и в роли двигательной установки системы аварийного спасения (САС)). Сопла двигателей располагались под небольшим углом к продольной оси корабля, с тем чтобы истекающие струи не повреждали обшивку аппарата.

В качестве компонентов применялись малотоксичные вещества – высококонцентрированная перекись водорода в качестве окислителя и керосин в качестве горючего (По некоторым данным, в ранних проработках предполагались «штатные» для советской ракетно-космической техники компоненты – азотный тетроксид (АТ, «амил») и несимметричный диметил-гидразин (НДМГ, «гептил»). Однако соседство высокотоксичного топлива в одном отсеке с экипажем сочли недопустимым, и место в топливных баках заняли перекись и керосин). Управление спуском осуществляли 16 однокомпонентных (на перекиси) двигателей тягой 62 кгс каждый, также входящих в ОДУ.

По техническому заданию, бортовой комплекс управления и средств посадки должен был обеспечивать точность приземления не хуже 2.5 км и перегрузку не более 10 единиц. Вообще «борт» корабля строился на самых передовых решениях того времени и был в основном «цифровым».

В целях повышения безопасности экипажа до набора необходимой статистики посадок на ЖРД в посадочном комплексе предусматривались отработанные и надежные резервные средства. Так, на кораблях первого этапа предполагалось использовать катапультные кресла для спасения космонавтов в аварийных ситуациях при посадке и на начальном участке выведения на орбиту, хотя их размещение в ВК ограничивало бы численность экипажа до четырех космонавтов. Кроме того, корабль оснащался традиционной «башенкой» ДУ САС, созданной на основе «союзовской».

По расчетам, ВК мог использоваться до 30 – 50 раз, что достигалось как применением многоразовой теплозащиты, так и реактивной схемой, гасившей посадочную скорость практически до нуля.

В одноразовом НО предполагалось разместить многофункциональную двигательную установку, обеспечивающую орбитальное маневрирование (в частности, подъем с опорной орбиты на рабочую и спуск на Землю с высоты рабочей орбиты 200 – 550 км) и включающую два ЖРД тягой по 300 кгс каждый, работающих на компонентах АТ–НДМГ, а также двигатели причаливания и ориентации. На наружной поверхности отсека располагались радиаторы системы обеспечения теплового режима корабля.

На орбиту «Заря» должна была выводиться модифицированной РН «Зенит-2». Поскольку масса корабля несколько превышала максимальную грузоподъемность стандартной ракеты, в баки второй ступени вместо керосина предполагалось залить горючее «циклин» («синтин»; НК № 2, 2008, с. 44-45), что позволяло увеличить тягу и удельный импульс двигателя. Кроме того, предлагалось использовать возможности ДУ САС для довыведения: в штатном безаварийном полете она включалась перед запуском двигателя второй ступени, увеличивая энергетику ракеты, и только потом сбрасывалась.

Кроме прочего, использование «Зенита» было особенно важным, учитывая наличие спасательной модификации корабля: как известно, эта РН проектировалась исходя из возможности быстрого – в течение двух часов после поступления команды – старта. Такая оперативность позволяла проводить быстрые спасательные операции, в том числе эвакуацию экипажа орбитального корабля «Буран».

К 1989 г. НПО «Энергия» выпустило полный комплект конструкторской документации, и стало возможным начать на Заводе экспериментального машиностроения (ЗЭМ) изготовление матчасти. На левой ПУ стартового комплекса «Зенит» космодрома Байконур к тому же времени был смонтирован агрегат обслуживания пилотируемых КА (В просторечье – «башня для посадки экипажа», шутливо называемая «скворечником») (фото в заголовке), куда по высоте вмещался корабль «Заря» вместе с ДУ САС.

В целом «Заря» представлялась более разумным вариантом многоразового корабля для многих околоземных операций, нежели «Буран»: орбитальные станции класса «Мир» или «Мир-2» вполне могли обслуживаться кораблями такой размерности. С помощью «Бурана», вероятно, было бы удобнее осуществлять сборку или модернизацию станций путем замены отдельных модулей, но доставка сменных экипажей и расходных материалов вовсе не требовала 30-тонной грузоподъемности. Кроме того, «Заря» выводилась на орбиту носителем, пуск которого стоил в десятки раз дешевле «Энергии».

Однако, несмотря на достоинства нового корабля, в 1989 г. все работы по проекту были свернуты. Официальной причиной такого решения называется дефицит финансирования, который начал реально ощущаться в конце 1980-х годов. Основная часть средств, выделяемых на отечественную космонавтику, уходила на реализацию программы «Буран», которая считалась абсолютным приоритетом. На создание системы, призванной «не допустить военного и технического превосходства потенциального противника», были брошены силы всей ракетно-космической промышленности и авиастроения. В отдельные годы «Буран» «отъедал» свыше 20 % всего космического бюджета. И в этой связи даже удивительно, что разработка «Зари» вообще была санкционирована и дело дошло до изготовления задела, пусть и небольшого, – сворачивались или тормозились многие другие работы, гораздо более важные.

Однако основные причины могли быть и иными. Так, известно, что Военно-воздушные силы весьма скептически относились к идее реактивной посадки. Беспрецедентная схема вызывала закономерные претензии со стороны военного заказчика, привыкшего к отработанным средствам: даже парашютная система, совершенствовавшаяся десятилетиями, дала сбой в полете «Союза-1», когда погиб Владимир Комаров (1967). В новом же корабле предполагалось применить совсем другие решения.

Даже среди разработчиков не было единого мнения по поводу реактивной посадки на 24 двигателях: еще свежи были воспоминания об авариях Н-1, во многом связанных с использованием многодвигательной установки. По воспоминаниям работника НПО «Энергия» Сергея Щербака, в числе проблем называлась невозможность дублировать ЖРД мягкой посадки. К тому времени были сформулированы и приняты к исполнению согласованные требования к надежности пилотируемой ракетно-космической техники. В частности, выполнение целевой задачи должно было обеспечиваться при единичном отказе, а безопасное возвращение экипажа – при двойном. Принятые для «Зари» технические решения не обеспечивали выполнение этого требования (С позиций сегодняшнего дня, непреодолимых проблем в выполнении требований безопасности нет: их полностью закрывают быстродействующая система управления, резервирование двигателей и исключение их взаимного влияния).

Очень сильно сработал и субъективный момент. Как вспоминают ветераны «Энергии», К. П. Феоктистов как раз тогда «в дым» разругался с Ю. П. Семёновым, после чего был вынужден уйти на пенсию, что пагубно отразил ось на судьбе нового корабля. Уже много лет спустя Константин Петрович говорил, что считает «Зарю» своей ошибкой – заложил недостаточную величину аэродинамического качества, которое не обеспечивало требуемый боковой маневр и высокую точность посадки.

Улучшить эти значения можно было увеличением аэродинамического качества и совершенствованием системы управления. Первый способ требовал перекомпоновки с переходом на новую форму ВК (например, на конус с большим углом полураствора, как у ВА ТКС или у командного модуля Apollo) и соответственно… новых затрат времени и денег. Оставалась надежда на систему управления. Поскольку технические средства «Союза» не обеспечивали требуемой точности определения начальных параметров входа в атмосферу, был предложен оригинальный метод. После схода с орбиты ВК должен был совершать маневр с двойным погружением в атмосферу (как у Apollo или «Зонда» 7К-Л1): выполнив первый «нырок» и погасив часть скорости, корабль выскакивал из атмосферы и определял свои координаты и компоненты вектора скорости либо по звездным датчикам, либо по сигналам навигационного спутника «Ураган» (ГЛОНАСС). Затем ВК возвращался в атмосферу и маневрировал в ней уже с учетом полученной навигационной информации. Очевидно, что и этот способ повышения точности посадки нельзя назвать простым.

Оставалась и еще одна нерешенная проблема. По воспоминаниям проектанта НПО «Энергия» В. Н. Бобкова, моделирование и испытания парашютно-реактивной системы приземления блоков А ракеты «Энергия» показали, что при посадке на мягкий грунт (песок, лес, пашня) струи реактивных двигателей роют под аппаратом большую яму («кратер») с горкой в центре. В момент выключения двигателей ВК почти неизбежно оказывался на этой горке и, вследствие неустойчивого равновесия, падал в кратер и заваливался на бок. Несмертельно, но очень неудобно и для выхода экипажа, и для извлечения аппарата из кратера. Да и отсутствие деформации корпуса и повреждения агрегатов (теплозащиты или двигателей) гарантировать было нельзя. К. П. Феоктистов даже предлагал бетонировать специальную круговую посадочную площадку, но исходя из условий технического задания диаметр такой площадки должен был составить не менее 5 км! А это уже не просто неудобно для проекта, в который закладывалась возможность посадки «где угодно и когда угодно».

Очень серьезным недостатком реактивной посадки признавался высокий уровень акустических нагрузок от ЖРД, работающих в непосредственной близости от экипажа.

В целом, несмотря на привлекательность замысла, «Заря» оказалась «не у дел». Тем не менее идея легла в основу нескольких проектов. О ПТК НП уже упоминалось. Менее известна другая разработка.

В 1995 – 1996 гг. РКК «Энергия» совместно с американской компанией Rockwell International и ГКНПЦ имени М. В. Хруничева предложила на базе «Зари» проект восьмиместного (два члена экипажа плюс пассажиры) корабля-спасателя, доставляемого на Международную космическую станцию шаттлом и находившегося в составе орбитального комплекса в течение пяти лет в постоянной готовности к спуску. Корабль-спасатель имел массу 12.5 т, из которых на спускаемый аппарат с экипажем приходилось 8 т, длину 7.2 м и диаметр 3.7 м.


Рисунок Джузеппе де Чиара
Корабль-спасатель для МКС на базе «Зари»

В июне 1996 г. NASA решило использовать на этапе развертывания МКС в качестве корабля-спасателя трехместный модифицированный корабль «Союз ТМ», работы по которому развернулись в июле 1996 г., с тем чтобы позднее заменить его собственным космическим кораблем CRV, который предполагалось создать на базе экспериментального аппарата Х-38. В итоге – теперь уже из-за недостатка средств у американцев – специализированный корабль так и не появился, и эту функцию взял на себя штатный «Союз-ТМА».

Отголоски «Зари» можно найти и в ранних вариантах корабля ПТК НП, которые использовали большой спускаемый аппарат в форме фары. Сама же идея реактивной посадки получила новую жизнь с появлением новых технологий. В общем в полном соответствии с диалектикой развитие техники идет по спирали…
Tags: Новости космонавтики, в порядке бреда, вшивый о бане, информация к размышлению, космос, найденное, переделка, чтобы не пропало
Subscribe
  • Post a new comment

    Error

    Anonymous comments are disabled in this journal

    default userpic

    Your reply will be screened

    Your IP address will be recorded 

  • 23 comments