Полет в небытие

   Что касается статистического подтверждения надежности ракеты перед пилотируемыми пусками, идеологи, видимо, имели резервные решения. Таким образом, рубеж был установлен - далее началась "героическая" атака разработчиков.

   По ракетной части проекта главным был вопрос выбора варианта разгонного блока. Первым был тот самый "Смерч". Несмотря на обязательства разработчиков двигателя РО–95 начать уже через два года огневые стендовые испытания, идеологи, с подачи наработанной министерством информации о "реальных" возможностях КБХА - автора двигателя, декларировали, что создать такой двигатель в заявленные сроки невозможно. И к тому же, доработать стартовую позицию под заправку блока водородом трудно┘ (А кислородом?)

   РО–95, как некая "вольнодумная" система, отбрасывалась сходу. Завершилась борьба прошлых лет за перспективную конструкцию кавалерийским ударом нового Генерального конструктора. Главное управление рукоплескало┘ А ведь только этот блок кардинально решал проблему вывода 18 т на геостационарную орбиту простым и надежным путем, с резервом энергетики! На этом решения не останавливались. Уродливый двигатель 11Д56УА был канонизирован.

   При этом, как заявили идеологи новой платформы, анализ летных испытаний аналогичных по назначению космических разгонных блоков показал, что при традиционных программах наземной отработки надежность нового блока на начало летных испытаний низкая - на уровне 0,7 - из–за специфики работы блока в невесомости. Что это за "традиционная" отработка, которая давала надежность только 0,7, - это было ясно только идеологам. Они двигались к другому решению.

   Разработчиками был проведен сравнительный анализ вариантов разгонных блоков по доставке полезного груза на геостационарную орбиту в грузовом транспортном контейнере ракеты–носителя "Энергия". При оценке возможностей вариантов разгонных блоков, приняв за основу классическую схему выведения, убедились в эффективности кислородно–водородного варианта разгонного блока "Смерч" - 14С40. Рассматривались варианты: 14С40, один блок 11С86, один блок 11С86 с блоком 11С824М, один блок 11С86 и два блока 11С824М, один блок 11С86 и три блока 11С824М и вариант блока ДМ с дополнительными баками. Характеристическая скорость составила соответственно 5000, 4960, 4970, 4985, 5010, 5005 м/с, стартовая масса блоков составляла соответственно 93, 20,3, 42, 63, 84 и 92,5 т. Выводимая на геостационар масса полезного груза составила 18 т в варианте разгонного блока 14С40, 2,3, 6,2, 10,1, 13,8 т в различных сочетаниях серийных разгонных блоков и 13,4 т - с применением разгонного блока ДМ с дополнительными баками. Эти цифры были предельными.

   После рассмотрения большого количества вариантов разгонных блоков на разных топливах для первого этапа испытаний была выбрана, как докладывали идеологи, ракетная часть, состоящая из двух блоков с одинаковыми модульными частями, соединенными силовыми отсеками на базе двигательной установки существующего блока ДМ с кислородно–углеводородным горючим в качестве топлива. Этот выбор обосновывался следующими факторами:

- выбранная из рассмотренных вариантов схема обеспечивает наибольший вес космического аппарата;

- учитывая большой объем успешных испытаний прототипа, ракетная часть обеспечит надежность выполнения задачи 0,98. При этом предусматривается использовать без доработок все наиболее ответственные элементы, двигатель, арматуру, тракт низкокипящего окислителя со штатным днищем, конструкционные материалы, а также отлаженную производственную базу для этих элементов;

- изготовление блока предлагалось организовать на заводе им. Хруничева, изготовление грузового контейнера с обеспечением готовности ракетной части орбитального блока к летным испытаниям в конце 1992 - начале 1993 г. - на заводе "Прогресс".

   На втором этапе эксплуатации космической части для увеличения эффективности космического аппарата предусматривалось использование кислородно–водородного блока, позволяющего при унифицированной платформе почти в 1,5 раза увеличить вес бортового комплекса.

   С целью уменьшения стоимости разработки и повышения надежности космической части для всех типов разгонных блоков и космических аппаратов предусматривалась унификация располагаемой на космическом аппарате системы управления ракетной части и грузового транспортного контейнера, системы заправки кислородом на старте, крепления универсальной платформы к блоку Ц и ракетному блоку.

   В технических предложениях были рассмотрены три схемы полета:

- "прямая", с максимальным удалением от Земли на 36 тыс. км и временем выведения до суток;

- биэллиптическая, с удалением до 300 тыс. км и временем полета до 7 суток;

- с использованием гравитационного поля Луны при ее облете и временем выведения 7–10 суток.

   При использовании кислородно–керосинового двигателя, в зависимости от схемы выведения, обеспечивается вес космического аппарата для носителя "Энергия" 2Л 13,4–15,2 т., а для штатного носителя ("Энергия" с 8Л) - 16–18 т.