Что значит маршевый двигатель

КБ «Южное» планирует начать выпуск своих ракетных двигателей в США на замену российских решений, а с Польшей хочет создавать ракеты лёгкого класса

Поделитесь в соцсетях:

• Нажмите, чтобы поделиться на Twitter (Открывается в новом окне)
• Нажмите здесь, чтобы поделиться контентом на Facebook. (Открывается в новом окне)
• Нажмите, чтобы поделиться на LinkedIn (Открывается в новом окне)
• Нажмите, чтобы поделиться записями на Pocket (Открывается в новом окне)
• Нажмите, чтобы поделиться в Telegram (Открывается в новом окне)

В ГП «Конструкторское бюро «Южное» им. Янгеля» оптимистично оценивают потенциал украинского-американского сотрудничества в области создания ракетных двигателей и отрабатывают планы запуска соответствующего производства в США. Об этом сообщил генеральный директор КБ «Южное» Александр Дегтярев во время одной из последних пресс-конференций.

Украинская сторона инициировала диалог с США о пересмотре двустороннего партнерства в космической сфере. Как заявил Дегтярев:

«Америка без Украины в космосе проживёт, но это не значит, что перспектив у нас нет».

Он добавил, что в новой геополитической ситуации перед Украиной открываются новые перспективы развития сотрудничества. По словам Дегтярева, обострение отношений между США и Россией привело политическую «неприемлемость российского присутствия в американском космосе». Иными словами, американская сторона мало заинтересована в продолжении сотрудничества с Россией в космической сфере. В первую очередь, речь идёт о российских ракетных двигателях РД-180.

«У нас есть и амбиции, и опыт, чтобы заменить РД-180 на РД-815» (новый украинский маршевый двигатель тягой 250 тонн)», — сказал Дегтярев.

По словам гендиректора КБ «Южное», кроме маршевого двигателя РД-815, большой интерес потенциальных заказчиков вызывает также новый украинский маршевый двигатель РД-870 тягой до 100 тонн.

«В наших планах — создать в США производство двигателей украинской разработки. Мы видим в этом перспективы, потому что это даёт много политических привилегий и много возможностей», — отметил Дегтярев.

Кроме того, КБ «Южное» намерено развивать сотрудничество и со странами ЕС в области создания перспективной ракетно-космической техники. По словам Дегтярева, предприятие не участвует в проектах создания европейской ракеты-носителя Ariane 6, но сейчас речь идет о «возможности сотрудничества в области создания ракет малого класса», которые пользуются спросом на мировом рынке пусковых услуг.

Сейчас компания «отрабатывает планы сотрудничества с несколькими европейскими странами». Среди потенциальных европейских партнёров Дегтярев выделил Польшу, которая ранее выразила интерес к совместному с Украиной созданию новой европейской ракеты-носителя лёгкого класса.

Добавим, в прошлом месяце сообщалось, что ГП «Конструкторское бюро «Южное» собирается в течение двух лет переоснастить ракету-носитель (РН) «Зенит» среднего класса новым украинским ракетным двигателем РД-815 вместо российского двигателя РД-171М. Кроме того, украинское предприятие также разработало ракету «Маяк-С3.9», которая по своим характеристикам превосходит «Зенит», и спроектирована для использования в международных программах «Морской старт» и «Наземный старт».

• ГП «КБ «Южное» — это основной научный центр Украины, который обладает передовыми космическими технологиями, а также известный в мире разработчик ракетно-космической техники.
• Компания поставляет на экспорт более 80% (до 99% по итогам 2018 года) продукции и услуг, в числе основных партнеров — США и страны ЕС.
• На текущий момент компанией разработано более 30 видов жидкостных ракетных двигателей, 17 из которых доведены до серийного изготовления.
• Последние 10 лет предприятие ведёт разработку перспективного семейства ЖРД первых ступеней ракет-носителей тягой 120-250 тонн, которые могли бы эффективно использоваться на американском рынке.
• Кроме того, в КБ «Южное» начатые проекты по созданию мощного маршевого ракетного двигателя тягой до 500 тонн, а также двигательных установок для модулей, которые смогут обеспечить доставку грузов и экипажей на Луну и ближайшие планеты Солнечной системы.

Движение вверх: космические двигатели «Кузнецова»

9 апреля 2020 года на космодроме Байконур состоялся первый пилотируемый старт ракеты-носителя «Союз-2.1а», которая доставит корабль «Союз МС-16» с российско-американским экипажем на Международную космическую станцию. Ракета полностью оснащена российскими комплектующими, в том числе маршевыми двигателями РД-107А и РД-108А производства ПАО «Кузнецов». Примечательно, что в состав экипажа вошел космонавт-испытатель Роскосмоса Иван Вагнер, работавший ранее инженером-конструктором в АО «ОДК-Климов».

«Кузнецов» сегодня является единственным предприятием Объединенной двигателестроительной корпорации , которое специализируется на создании не только авиационной, но и ракетной техники. С 1960-х годов здесь производятся двигатели, с помощью которых человек впервые поднялся в космическое пространство.

«Кузнецовскими» двигательными установками РД-107А/РД-108А и НК-33 оснащаются все ракеты-носители «Союз». Доля предприятия в сегменте ракетных двигателей на российском рынке составляет 80%, а по пилотируемым пускам – 100%. Мир до сих пор не предложил модель космического двигателя, которая бы превзошла советские/российские разработки по стоимости и надежности в эксплуатации. Они до сих пор составляют основу отечественной космонавтики.

От «Гномов» до великанов

История ПАО «Кузнецов» началась в 1912 году, когда в Москве был открыт механический завод французского общества «Гном» (позже − «Гном и Рон») по сборке одноименных авиационных двигателей. В царской России двигатели устанавливались на покупные самолеты и авиатехнику отечественного производства. Моторы «Гном и Рон» поднимали в небо практически все самолеты времен Первой мировой войны, причем всех сторон конфликта.

После революции завод был национализирован и получил обозначение «№2», а после объединения с заводом №4 в 1927 году стал Государственным заводом №24 имени М.В. Фрунзе. Здесь выпускались в серию первые советские двигатели для легкомоторной авиации и один из лучших поршневых двигателей в мире АМ-34. В 1937 году на самолетах АНТ-25 с двигателями АМ-34 советские летчики под командованием Валерия Чкалова совершили легендарный беспосадочный перелет Москва – Северный полюс – Ванкувер (США).

Н.Д. Кузнецов

В 1941 году завод эвакуируется в Куйбышев (ныне − Самара) и продолжает производить двигатели для военных самолетов и кораблей. В конце 1940-х − начале 1950-х на заводе осваивается выпуск первого в СССР серийного турбореактивного двигателя ВК-1 конструктора Владимира Климова.

В 1949 году в Куйбышев приезжает конструктор Николай Кузнецов , который возглавляет Государственный союзный опытный завод №2 по разработке и производству опытных реактивных двигателей. Под его руководством создается 57 оригинальных и модифицированных двигателей марки «НК» для самолетов, ракетно-космических комплексов и наземного применения. В 1996 году предприятию присваивается имя конструктора, а после объединения с другими машиностроительными предприятиями Самары весь комплекс получает имя «Кузнецов».

Выход на новые орбиты

Космическая страница в истории предприятия была открыта в 1958 году, когда самарский завод освоил производство новых двигателей РД-107 и РД-108, разработанных в ОКБ-456 специально для межконтинентальной баллистической ракеты Р-7.

Р-7 была жидкостной двухступенчатой ракетой. Первая ступень представляла собой четыре конических боковых блока длиной 19 метров и наибольшим диаметром три метра. На каждом блоке первой ступени были установлены двигатели РД-107. Они располагались симметрично вокруг центрального блока, второй ступени. Каждый двигатель имел шесть камер сгорания, две из которых использовались как рулевые.

Запуск ракеты-носителя «Восток-1» с Юрием Гагариным

В качестве двигателя второй ступени применялся РД-108, конструктивно основанный на РД-107. РД-108 отличался большим количеством рулевых камер и был способен работать дольше силовых установок блоков первой ступени. Запуск двигателей первой и второй ступени производился одновременно во время старта на Земле при помощи пирозажигательных устройств в каждой из 32 камер сгорания.

Конструкция Р-7 оказалась настолько удачной и надежной, что на ее основе было создано целое семейство ракет-носителей. Они подняли в космос первый искусственный спутник Земли, корабль «Восток» Юрия Гагарина, отправили в полет межпланетные станции для изучения Луны и космического пространства. С помощью двигателей РД-107 и РД-108 и сегодня доставляют на орбиту российских космонавтов, американских астронавтов и космических туристов из разных стран.

РД-107/108: двигатель-рекордсмен

С 1960 года РД-107/РД-108 продолжает совершенствоваться, создаются новые модификации. К настоящему времени были проведены работы по модернизации базовых двигателей РД-107 для первой ступени (основные модернизации – двигатели 8Д74, 8Д728, 11Д511 и 14Д22) и двигателей РД-108 для второй ступени (основные модернизации – двигатели 8Д75, 8Д727, 11Д512 и 14Д21) – всего 18 модификаций для различных программ.

Двигатель РД-107/РД-108 уже поставил свой космический рекорд по долголетию. Конечно, когда-нибудь и его время пройдет, но еще сегодня ему нет альтернативы во всем мире. В наши дни все космонавты, не только российские, добираются до МКС благодаря этим двигателям. Когда в 2011 году эксплуатация американских шаттлов прекратилась, «Союзы» с двигателями РД-107/РД-108 остались единственным средством доставки на МКС астронавтов NASA и Европейского космического агентства.

9 апреля этого года с космодрома Байконур впервые с космонавтами на борту стартовала ракета-носитель «Союз-2.1а». Она доставит корабль «Союз МС-16» с российско-американским экипажем на Международную космическую станцию. Ракета полностью оснащена российскими комплектующими, в том числе маршевыми двигателями РД-107А и РД-108А производства ПАО «Кузнецов». Всего же за все время серийного производства с помощью двигателей РД-107, РД-108 и их модификаций выполнено более 1900 запусков космических кораблей.

Трансляция запуска «Союз МС-16». Видео: Россия-24

НК-33: возвращение «лунного» двигателя

В 1960-е годы после первых успехов в освоении космоса СССР включается в «лунную» гонку. Советские ученые разрабатывают сверхтяжелую ракету для полета на Луну. Фантастический по масштабам проект реализовывается силами многих КБ. Для создания двигателя, который смог бы доставить космонавтов на Луну и вернуть их обратно, разработчик ракеты Сергей Королев выбирает Государственный союзный опытный завод №276. Здесь под руководством Николая Кузнецова создается жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) НК-15 для первой ступени ракеты-носителя Н1.

В процессе летных испытаний двигатели дорабатываются до модели НК-33 и разрабатываются модификации для всех четырех ступеней ракеты − НК-15В (НК-43), НК-19 (НК-39), НК-21 (НК-31). Коллектив Кузнецова смог создать высокоэффективный и простой в эксплуатации двигатель. Главным преимуществом НК-33 стал минимальный вес к тяге и чрезвычайная надежность, подтвержденная многократными испытаниями. НК-33 стал первым в мире двигателем в своем классе, выполненным по замкнутой схеме, работающим на компонентах кислород-керосин и предназначенным для многократного применения.

Фото: ПАО «Кузнецов»

Как известно, американцы опередили Советский Союз в высадке на Луну, и в 1974 году отечественная «лунная» программа была свернута. Более сотни уже изготовленных двигателей НК-33 и НК-43 подлежали уничтожению. Однако Кузнецов пошел наперекор властям и сохранил свое детище, законсервировав и спрятав двигатели на предприятии под Куйбышевым.

В 1990-е годы, когда система госзаказа рушилась на глазах, многие оборонные предприятия находились в режиме выживания. Государство дало им «зеленый свет» на самостоятельную международную торговлю. Здесь и получила продолжение история двигателей НК-33. Извлеченные Николаем Кузнецовым из запасников, они с большим успехом были продемонстрированы широкой публике и привлекли внимание иностранцев.

Зарубежные специалисты поразились оригинальности конструкции НК-33. Созданный КБ − разработчиком авиационных двигателей, он даже внешне сильно отличался от своих ракетных собратьев. Другой особенностью НК-33 была высочайшая надежность. Огромные ресурсы позволили Кузнецову на этапе испытаний выработать около 100 двигателей. Один из образцов НК-33 проработал на стенде более 4 часов, при том что расчетное время работы двигателя в космосе – около 200 секунд. Особенно двигателем заинтересовались американцы, которые затем выкупили часть сохранившихся НК-33 для своей космической программы.

Старт ракеты-носителя легкого класса «Союз-2-1в». Фото: Роскосмос

Работа американцев по доводке двигателей велась совместно с самарскими специалистами. Параллельно проводились отечественные опытно-конструкторские работы по модернизации НК-33 и его адаптации к современным условиям. В 2012 году после испытаний было принято решение использовать ЖРД НК-33 в качестве маршевого двигателя для первой ступени ракеты-носителя легкого класса «Союз-2-1в». В 2013 году «кузнецовский» двигатель спустя 40 с лишним лет после его создания поднялся в небо – первые полеты совершили и американская, и российская ракеты. Современная модификация НК-33А сегодня используется для запуска ракет «Союз-2-1в» и продолжает совершенствоваться.

События, связанные с этим

Ту-155: начало криогенной авиации

Петр Брацлавец: создатель космического телевидения

РАКЕТА С ПОДВОДНЫМ СТАРТОМ

Изобретение относится к крылатым ракетам, способным стартовать из-под воды. Ракета содержит маршевую ступень, разгонная двигательная установка которой состоит из ракетных двигателей большой и малой тяги. Двигатель малой тяги размещен в носовом обтекателе ракеты и выполнен в виде однокамерного твердотопливного двигателя с несколькими идентичными реактивными соплами или нескольких параллельно установленных твердотопливных двигателей одного типоразмера. Оси раструбов сопл двигателя малой тяги направлены под острым углом к продольной оси ракеты, а плоскости установки сопл расположены под углом относительно плоскостей установки аэродинамических рулей и крыла маршевой ступени ракеты. Обеспечивается снижение массы разгонной двигательной установки при сохранении фиксированной скорости разгона. 4 ил.

Ракета с подводным стартом, содержащая маршевую ступень с аэродинамическими рулями, стартово-разгонную ступень, двигательная установка которой состоит из двух параллельно установленных твердотопливных ракетных двигателей большой и малой тяги, и носовой обтекатель, выполненный с возможностью отделения в полете, отличающаяся тем, что двигатель малой тяги размещен в носовом обтекателе ракеты и выполнен в виде однокамерного твердотопливного двигателя с несколькими идентичными реактивными соплами или нескольких параллельно установленных твердотопливных двигателей одного типоразмера, при этом оси раструбов сопл двигателя малой тяги направлены под острым углом к продольной оси ракеты, а плоскости установки сопл расположены под углом относительно плоскостей установки аэродинамических рулей маршевой ступени.

Изобретение относится к ракетной технике, а более конкретно к ракетам с подводным стартом, преимущественно сверхзвуковым противокорабельным крылатым ракетам (КР) большой дальности (к противокорабельным КР большой дальности принято относить ракеты с дальностью стрельбы более 100 км, предназначенные для борьбы с высокозащищенными корабельными соединениями (Родионов Б.И., Новичков Н.Н. «Крылатые ракеты в морском бою», Воениздат, 1987, стр.14)), размещаемым и стартующим из транспортно-пусковых контейнеров (ТПК).

Известна размещаемая в ТПК и стартующая из-под воды сверхзвуковая крылатая ракета («КР в ТПК», патент РФ №2215981, МПК F42B 15/00), которая содержит стартово-разгонную и маршевую ступени, а также носовой обтекатель.

Маршевая ступень известной КР выполнена в виде осесимметричного фюзеляжа, снабженного крылом и аэродинамическими рулями, и оснащена прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) с лобовым воздухозаборником. Носовой обтекатель (НО) ракеты обеспечивает герметизацию внутренних полостей ТПК и продольное раскрепление КР в контейнере до старта ракеты, а также герметизацию воздухозаборника КР в процессе ее движения под водой. НО выполнен в виде корпуса цилиндроконической формы, в полости которого размещены двигатели, предназначенные для отделения и увода обтекателя после выхода КР из-под воды. Стартово-разгонная ступень (СРС) предназначена для осуществления старта и разгона КР до скорости запуска маршевого ПВРД. Однако описание данного изобретения не содержит сведений об устройстве СРС, позволяющих судить о способе обеспечения движения ракеты в различных средах (под водой и в воздухе).

Известна ракета, реализующая как подводный, так и надводный старт («Способ старта ракеты из ТПК и устройство для его осуществления», патент РФ №2240489, МПК F42B 15/00, В64С 15/00).

Стартово-разгонная ступень данной ракеты выполнена на основе двигательной установки, состоящей из двух параллельно установленных ракетных двигателей большой и малой тяги. Двигатель большой тяги предназначен для осуществления надводного старта ракеты и разгона ее в воздухе, а двигатель малой тяги в основном предназначен для обеспечения движения ракеты под водой. Параллельная установка указанных двигателей обеспечивает возможность как совместной, так и последовательной их работы. Так, при работе двигателя малой тяги на подводном участке движения обеспечивается рациональное использование энергетического потенциала СРС и ограничение нагружения ракеты при движении в «плотной» среде, а при работе двигателя большой тяги (или обоих двигателей совместно) — высокая «тяговооруженность» СРС, необходимая для осуществления надводного старта и разгона ракеты в воздухе. Другой особенностью устройства известной ракеты является применение носового обтекателя, снабженного системой импульсных твердотопливных двигателей управления ориентацией ракеты, предназначенной для выполнения быстрых разворотов в направлении цели. Устройство данной ракеты по совокупности признаков наиболее близко к заявленному изобретению и рассматривается авторами в качестве ближайшего аналога.

В примере осуществления технического решения по патенту №2240489 рассмотрена СРС, выполненная на основе твердотопливных ракетных двигателей (РДТТ), при этом РДТТ малой тяги, имеющий камеру сгорания тороцилиндрической формы, размещен вокруг сопла основного РДТТ большой тяги. Однако две цилиндрические оболочки и днища кольцевой формы РДТТ малой тяги, «работающие» в условиях высоких температур (до 3000÷3500 К) и давления (до 100 кгс/см 2 ), имеют достаточно большую массу. Последнее при неразъемном креплении указанных двигателей увеличивает на соответствующую величину «пассивную» массу корпуса разгонной двигательной установки СРС, что приводит к снижению летно-технических характеристик ракеты. Например, применительно к сверхзвуковым КР с маршевыми ПВРД из-за вынужденной необходимости разгона указанной «пассивной» массы до скорости запуска ПВРД (не менее 1,5÷2 М) теряется до 5÷6% потенциально возможной скорости, для компенсации чего необходимо соответствующее увеличение массы топлива РДТТ большой тяги.

Задачей, решаемой изобретением, является снижение массы двигательной установки СРС на этапе разгона ракеты в воздухе.

Эта задача решается благодаря тому, что в известной ракете с подводным стартом, содержащей маршевую ступень, снабженную аэродинамическими рулями, стартово-разгонную ступень, двигательная установка которой состоит из двух параллельно установленных РДТТ большой и малой тяги, и носовой обтекатель, выполненный с возможностью отделения в полете, согласно заявленному изобретению двигатель малой тяги, выполненный в виде однокамерного твердотопливного двигателя с несколькими идентичными реактивными соплами или нескольких параллельно установленных твердотопливных двигателей одного типоразмера, размещен в носовом обтекателе ракеты, при этом оси раструбов сопл двигателя малой тяги направлены под острым углом к продольной оси ракеты, а плоскости установки сопл расположены под углом относительно плоскостей установки аэродинамических рулей маршевой ступени.

Технический результат изобретения состоит в том, что оно за счет снижения массы СРС на этапе разгона в воздухе позволяет улучшить летно-технические характеристики ракеты. Предусмотренная предложенным решением возможность отделения пассивной массы корпуса РДТТ малой тяги на начальном воздушном участке траектории (до начала интенсивного разгона) позволяет увеличить скорость разгона маршевой ступени посредством РДТТ большой тяги или при сохранении фиксированной скорости разгона увеличить на соответствующую величину массу целевого оборудования или маршевого топлива ракеты.

Вместе с тем, предусмотренная данным решением работа РДТТ малой тяги по «тянущей» схеме позволяет ему выполнять функции двигателей увода носового обтекателя. Как показали проведенные расчеты, потребная для движения ракеты под водой тяга достаточна для отделения НО (после снятия механической связи с ракетой) и его увода по безопасной для ракеты траектории. При этом необходимое для реализации указанной функции, а также для компенсации потерь «на отклонение вектора тяги двигателя от продольной оси ракеты» увеличение суммарного импульса РДТТ малой тяги не связано с ростом массы, «разгоняемой» посредством основного РДТТ большой тяги.

Выбор варианта исполнения двигателя малой тяги в виде однокамерного РДТТ с несколькими (двумя-четырьмя) периферийными соплами или нескольких РДТТ одного типоразмера в основном обусловлен условиями компоновки и должен производиться с учетом формы носовой части ракеты и ограничений на габариты последней. Как показали проведенные проработки, применительно к различным вариантам ракеты, совокупности требований могут отвечать:

— РДТТ с камерой сгорания, образованной двумя шаровыми днищами и относительно небольшой по высоте цилиндрической обечайкой;

— РДТТ с камерой сгорания тороцилиндрической или тороконической формы, подобной двигателю малой тяги, описанному в патенте №2240489;

— 4÷6 РДТТ одного типоразмера, которые во избежание значительной «разнотяговости» могут иметь газовую связь.

Что касается размещаемых в носовом обтекателе импульсных РДТТ управления ориентацией ракеты, например, как это предусмотрено в патенте №2240489, применение данного решения актуально лишь для зенитных управляемых и тактических противокорабельных ракет, для которых характерно выполнение быстрых послестартовых разворотов, например, в направлении цели, обнаруженной в непосредственной близости от носителя. Курсовые и тангажные развороты, характерные для противокорабельных КР большой дальности, могут выполняться менее интенсивно, например, посредством газодинамических органов управления РДТТ большой тяги и (или) аэродинамических рулей маршевой ступени.

Устройство ракеты с подводным стартом, на примере сверхзвуковой КР с маршевым ПВРД и разгонным РДТТ малой тяги тороконической формы, который «наиболее органично» компонуется совместно с лобовым воздухозаборником ПВРД, проиллюстрировано на фигурах 1-4. На фиг.1 представлен общий вид ракеты с носовым обтекателем, на фиг.2 показано размещение ракеты в ТПК. На фиг.3 более детально показана передняя часть ракеты в ТПК, включая обтекатель и носовую часть ракеты в частичном разрезе, а на фиг.4 представлено поперечное сечение ракеты в ТПК.

Ракета (1) содержит маршевую ступень (2), стартово-разгонную ступень и носовой обтекатель (3).

Маршевая ступень (2) ракеты (1) выполнена в виде осесимметричного фюзеляжа с лобовым воздухозаборником (4) ПВРД и складывающимся плюсообразным крылом (5) и оперением (аэродинамическими рулями (6)).

Стартово-разгонная ступень выполнена в виде двух РДТТ большой и малой тяги — (7) и (8) соответственно.

РДТТ большой тяги (7) размещен в воздушном тракте ПВРД маршевой ступени (2) с частичным выступанием задней части двигателя за срез фюзеляжа ракеты (1). РДТТ (7) снабжен газодинамическими органами управления, например газовыми рулями (не показаны).

РДТТ малой тяги (8) размещен в носовом обтекателе (3). РДТТ (8) характеризуется камерой сгорания тороконической формы, образованной наружной цилиндрической и внутренней конической оболочками, и четырьмя соплами (9), оси раструбов которых направлены под острым (в пределах 15÷20°) углом к продольной оси обтекателя (3) и, соответственно, ракеты (1).

Носовой обтекатель (3) закреплен на передней части маршевой ступени (2) ракеты (1) посредством пироболтов (10). При этом НО (3) установлен таким образом, что центральное тело и обечайка лобового воздухозаборника (4) маршевого ПВРД ракеты (1) занимает внутреннюю полость РДТТ малой тяги (8), в свою очередь сопла (9) указанного двигателя расположены под углом 45° относительно плоскостей установки крыла и оперения маршевой ступени (2).

Ракета (1) размещена и эксплуатируется в ТПК (11), выполненном в виде цилиндра с глухим задним днищем. В задонном объеме ТПК (11), ограниченном днищем контейнера и хвостовой частью ракеты, размещен пороховой аккумулятор давления (12). При этом на задней части корпуса РДТТ (7), выступающей за срез фюзеляжа ракеты (1), установлен обтюратор (13), контактирующий с внутренней поверхностью ТПК (11). ТПК (11) связан с корпусом НО (3) посредством срезных элементов (14), при этом корпус обтекателя снабжен поясами герметизирующих колец (15), контактирующими с внутренней поверхностью корпуса контейнера.

Ракета (1) оснащена датчиками выхода из ТПК (11) и из воды, концевыми выключателями отделяемых и раскрывающихся элементов и пр.

При осуществлении подводного старта ракета (1) функционирует следующим образом.

В результате срабатывания порохового аккумулятора давления (12) создается избыточное давление в задонном объеме ТПК (11) и ракета (1) под действием «поршневого эффекта» разрушает срезные элементы (14) и движется в контейнере. В момент прохождения обтюратором (13) среза ТПК (11) формируется команда на запуск РДТТ малой тяги (8), а также команды на раскрытие и «начало управления» аэродинамическими рулями (6).

Под действием тяги РДТТ (8) ракета (1) движется к поверхности воды. При этом ориентация вектора тяги РДТТ (8), в силу соответствующего угла установки сопел (9), исключает термоэрозионное воздействие продуктов сгорания РДТТ на фюзеляж, крыло и оперение маршевой ступени (2), а возможная небольшая «несимметрия» тяги двигателя компенсируется за счет управления движением ракеты (1) под водой посредством аэродинамических рулей (6) маршевой ступени (2).

По выходу ракеты (1) из воды формируется команда на отделение НО (3) и раскрытие крыла (5). В результате срабатывания пироболтов (10) «снимается» механическая связь корпуса обтекателя (3) с ракетой (1) и НО (3) под действием тяги РДТТ (8) отделяется и уводится вперед и вниз по отношению к траектории дальнейшего полета ракеты (1).

Непосредственно вслед за фактом отделения НО (3) формируется команда на запуск РДТТ большой тяги (7), под действием тяги которого ракета (1) резко ускоряется и посредством управляющих моментов, создаваемых газовыми рулями РДТТ (7) и аэродинамическими рулями (6), выводится на заданную траекторию.

По достижении ракетой (1) заданной сверхзвуковой скорости РДТТ (7) отделятся, запускается ПВРД и маршевая ступень (2) совершает дальнейший полет к цели.

В результате за счет заблаговременного отделения «пассивной» массы корпуса двигательной установки малой тяги при сохранении фиксированной скорости разгона может быть увеличена, например, масса топлива ПВРД маршевой ступени, а значит и дальность полета ракеты в целом.

Корея хочет совместно с Россией разработать ракетный двигатель

Южная Корея предложила «Роскосмосу» совместно разработать метановый двигатель для перспективных ракет-носителей. Такой двигатель сейчас проектируется российскими конструкторами, строительство опытного образца запланировано на следующий год. Эксперты считают, что сотрудничество с Южной Кореей может быть выгодно для России — в обмен на двигатель мы можем получить нужные отечественной промышленности технологии — например, микроэлектронику для космической техники.

Делегация Центра ракетно-космического двигателестроения Сеульского национального университета (крупнейшего вуза Южной Кореи) провела переговоры с ведущим российским предприятием в области создания жидкостных ракетных двигателей — химкинским НПО «Энергомаш». Темой встречи стало обсуждение перспектив возможного двустороннего сотрудничества, включая взаимодействие по разработке метанового ракетного двигателя. В России разработка ракетных двигателей, использующих в качестве топлива метан, ведется давно, однако пока не продвинулась за пределы опытных образцов.

— По инициативе южнокорейской стороны состоялась стартовая встреча по обсуждению вопроса возможности совместной разработки метанового двигателя. У предприятий интегрированной структуры ракетного двигателестроения имеются значительные заделы в данном направлении, — рассказал «Известиям» заместитель генерального директора по стратегическому развитию, инновационной деятельности и маркетингу НПО «Энергомаш» Дмитрий Пахомов.

По его словам, после получения дополнительной информации от южнокорейской стороны российское двигателестроительное предприятие будет готово совместно с госкорпорацией «Роскосмос» оперативно проработать вопрос о возможных формах сотрудничества с Сеулом по этой тематике.

В «Роскосмосе» сказали, что готовы к сотрудничеству с Южной Кореей.

— Предприятия российской космической отрасли давно и плодотворно сотрудничают со странами Азиатско-Тихоокеанского региона. Данная встреча укрепляет и углубляет международное сотрудничество двух стран в сфере развития ракетной техники и перспектив исследования космоса, — прокомментировали визит корейских партнеров в пресс-службе «Роскосмоса».

На запрос «Известий» в Сеульском национальном университете не ответили.

Сотрудничество России и Южной Кореи в ракетно-космической отрасли имеет содержательную историю. Российский Космический центр имени Хруничева и НПО «Энергомаш» принимали участие в разработке первой ступени для южнокорейской ракеты-носителя KSLV-1 (Korea Space Launch Vehicle), а Конструкторское бюро транспортного машиностроения (входит в состав Центра эксплуатации объектов наземной космической инфраструктуры) отвечало за разработку стартового комплекса на космодроме Наро. Первая ступень KSLV-1 являлась копией первой ступени российского носителя «Ангара» легкого класса.

Всего с 2009 по 2012 год было проведено три пуска южнокорейской ракеты.

На этом сотрудничество не закончилось. В 2017 году специалисты Научно-исследовательского института стартовых комплексов (филиал ЦЭНКИ) завершили исполнение первого контракта по технической поддержке разработки башни обслуживания для новой южнокорейской ракеты-носителя KSLV-2, полностью разрабатываемой южнокорейскими специалистами.

Член-корреспондент Российской академии космонавтики им. К.Э. Циолковского Андрей Ионин считает, что сотрудничество с Южной Кореей должно основываться на взаимной выгоде. Например, российские технологии в области ракетного двигателестроения можно обменять на технологии производства микроэлектроники категории space, применяемой в космической технике.

— Любое сотрудничество с Южной Кореей выгодно для России, поскольку эта страна — один из мировых лидеров в области высоких технологий. Я считаю, что соглашение о сотрудничестве в области разработки метановых ракетных двигателей будет асимметрично, поскольку у Южной Кореи нет серьезного опыта в области ракетного двигателестроения. Такое сотрудничество должно быть дополнено аналогичными пакетными договоренностями в области развития микроэлектроники категории space. Только в этом случае оно будет эффективно и взаимовыгодно, — рассказал «Известиям» Ионин.

Разработка метанового двигателя предусмотрена действующей Федеральной космической программой до 2025 года в рамках ОКР ДУСВ (Двигательные установки средств выведения). Работа предполагает создание ракетных двигателей нового поколения и базовых элементов маршевых двигательных установок перспективных ракет-носителей. На эти цели в федеральной программе предусматривается выделение 21,7 млрд рублей.

Советник генерального директора НПО «Энергомаш» Владимир Чванов рассказал «Известиям», что главным преимуществом метана в качестве топлива является возможность многократного использования ракетных двигателей, поскольку на них не образуется нагар, и баков с топливом, поскольку остатки неизрасходованного метана испаряются легче, чем жидкий керосин.

— Его применение дает преимущества с точки зрения возможности повторного использования конструкций ракетно-космической техники. Кроме того, перспективность метана заключается в том, что у него выше удельный импульс, хотя в два раза ниже плотность по сравнению с керосином. Это значит, что для того, чтобы вывести на орбиту ту же массу полезного груза, сама ракета должна быть больше по своим габаритам. Еще одно преимущество метана — большое количество разведанных запасов этого газа. Кроме того, не каждый сорт керосина подходит для использования в ракетной технике. Это, так сказать, преимущество, данное метану природой, — сказал Владимир Чванов.

Работы по созданию метановых двигателей в рамках новой Федеральной космической программы начались с сентября 2016 года, когда «Роскосмос» выделил Конструкторскому бюро химавтоматики (входит в состав интегрированной структуры под руководством НПО «Энергомаш») 809 млн рублей. Предприятие должно разработать опытный образец ракетного двигателя с тягой 85 т, провести испытания экспериментального двигателя тягой 40 т и двигателя-демонстратора с тягой 7,5 т. Двигатель должен получиться многоразовым.

КБ химавтоматики с 2002 по 2005 год в рамках проекта «Волга» совместно с европейскими партнерами занималось разработкой метанового многоразового ракетного двигателя тягой 200 т. В 2006 году КБ работало над созданием отечественного метанового многоразового двигателя РД-0162 тягой 203,9 т для многоразовой ракетно-космической системы МРКС-1, которую предполагалось использовать в качестве крылатых (то есть возвращаемых) ускорителей первой ступени для ракет семейства «Ангара». Многоразовые ступени после старта должны были возвращаться на космодром запуска, однако позже было признано нецелесообразным реализовывать этот проект в «железе».

В 2014 году Ракетно-космический центр «Прогресс» представил свое видение ракеты будущего — перспективного носителя, все двигатели которого работают на сжиженном природном газе. Проект получил рабочее название «Союз-5», которое затем было дано предлагаемой к разработке новой российской ракете-носителю среднего класса. Взамен «метановая» ракета получила наименование «Союз-7».