«Энергия» - «Буран»

     Расчеты показывали, что при аварийном выключении двигателя одного из блоков первой ступени, приводящем к уменьшению расчетной тяги двигателей ракеты на 20%, выполнение задачи по выведению орбитального корабля на заданную орбиту становится невозможным, и возникает необходимость экстренного отделения орбитального корабля от ракеты с дальнейшей его посадкой через ограниченный промежуток времени на ближайшем аэродроме. Одновременно прекращается и полет ракеты-носителя.

     Однако достижение достаточной вероятности безударного отделения орбитального корабля на протяжении всего полета, особенно на начальном участке и в зоне максимальных скоростных напоров, проблематично и приводит к необходимости оснащения орбитального корабля специальными ракетными двигателями твердого топлива системы аварийного спасения (за счет соответствующего снижения массы полезного груза) и создания запасных аэродромов на территории России по всем трассам полета.

     В связи с этим представлялось целесообразным продолжение управляемого полета ракеты-носителя с орбитальным кораблем после аварийного выключения маршевого двигателя одного из блоков первой ступени, отделение блоков после выработки топлива и обеспечение на участке работы второй ступени ракеты маневра возврата орбитального корабля на основной аэродром посадочного комплекса, расположенного поблизости от места старта ракеты-носителя.

     При таком решении экстренное отделение орбитального корабля в случае необходимости может использоваться при более сложных и менее вероятных нештатных ситуациях, чем аварийное выключение маршевого двигателя одного из блоков первой ступени, и представляется возможность применить его на участке полета, где величина скоростного напора не столь велика. Причем достаточная вероятность безударного отделения орбитального корабля от ракеты-носителя обеспечивается без специальных ракетных двигателей твердого топлива аварийного спасения и не требует создания дополнительных аэродромов.

     В этом случае уменьшается количество вариантов выхода из аварийных ситуаций. Кроме того, при аварийном выключении двигателя блока первой ступени в конце участка первой ступени возможен вывод орбитального корабля на пониженные орбиты искусственных спутников Земли, например, одновитковую орбиту.

     Однако для эффективной реализации такого способа требуется избавиться от пассивной массы в виде отказавшего блока, которая, например, при аварийном выключении двигателя на нулевой секунде равна начальной массе одного из боковых блоков.

     Отделить один отказавший боковой блок сразу после аварийного выключения двигателя невозможно, так как по условиям компоновки "пакета" блоки отделяются только попарно, соединенные между собой межблочными силовыми связями, в виде параблока. Следовательно, отказавший блок должен продолжать полет в составе ракеты-носителя до израсходования топлива в работающих блоках первой ступени, чтобы oтделиться вместе с ними. С другой стороны, энергетика отделения параблока выбрана из расчета на отделение боковых блоков с выработанным топливом, и нерационально увеличивать ее в несколько раз для обеспечения задачи отделения в рассматриваемой нештатной ситуации. Таким образом, избавиться от пассивной массы в виде отказавшего блока или существенно ее уменьшить в процессе продолжающегося полета ракеты-носителя крайне необходимо по двум причинам: для уменьшения баллистических потерь ракеты-носителя и для создания условий отделения параблока, в составе которого оказался блок с выключенным двигателем. Для блока первой ступени, использующего жидкие компоненты топлива, единственным приемлемым способом, позволяющим решать эту задачу, является организация слива топлива в окружающее пространство в процессе полета ракеты.

     Рассматривался вариант более рационального использования топлива, например, перелив топлива из отказавшего блока в соседний, работающий, с одновременной перестройкой уровней тяги двигателей с целью завершения выработки топлива у всех блоков примерно в одно и то же время. Однако такое решение имеет серьезные недостатки:

     - увеличивается масса конструкции за счет введения дополнительных трубопроводов и арматуры для перелива топлива и объединения систем наддува двух боковых блоков, работоспособность этих элементов должна обеспечиваться в условиях свободного относительного перемещения соседних блоков в осевом направлении;

     - за счет введения регулировки тяги двигателя в широком диапазоне снижаются его номинальные характеристики.

     По этим причинам сводится на нет баллистический выигрыш при использовании топлива из отказавшего блока, но вводится громоздкая система, отработать которую непросто.