Траектория жизни

Ограничение возможности работы двигателя «Хотолла» в режиме ВРД (в котором не нужно тратить бортовые запасы кислорода) до скорости 1600 метров в секунду связано с тем, что в камеру сгорания шел не только кислород воздуха, но и азот, являвшийся балластом в тепловом процессе. Можно поднять эффективность идеи «Хотолла», если охлаждать жидкий воздух до такой температуры, чтобы можно было отделять кислород от азота, а сжимать и подавать в камеру только кислород. Тогда можно было бы поднять скорость истечения струи продуктов сгорания до величины 4000–4600 метров в секунду, что позволило бы использовать двигатель в режиме ВРД до примерно такой же скорости полета. Трудности такого повышения эффективности связаны с необходимостью осуществлять сепарирование кислорода и азота в газожидкостной смеси, движущейся в двигателе с высокой скоростью, с дополнительными затратами энергии и, скорее всего, с необходимостью использования высокопроизводительной холодильной установки на борту ракеты. Трудности могут оказаться серьезными и скажутся в первую очередь на массе самого двигателя. Можно ли сделать такой двигатель эффективным? Но такое направление работ стоило бы исследовать как можно серьезнее.

Более понятной и доступной для ракетчиков является схема одноступенчатой многоразовой ракеты-носителя с вертикальным стартом и с вертикальной посадкой. Судя по всему, исследованиями по такой схеме занимаются и в Соединенных Штатах. Я сам начал заниматься этой схемой (вечерами, в свободное от текущей работы время) в середине семидесятых годов, но только в начале девяностых удалось более или менее связать концы с концами для ракет такого типа (ракеты типа «Сивка») и провести весьма приближенные оценки возможности их создания.

Ракеты «Сивка» должны были бы отличаться следующими особенностями: первая — одновитковая схема полета с возвращением на космодром через полтора часа после старта; вторая — полностью автономный полет; третья — автоматизация процессов подготовки к полету и запуска; четвертая — использование двигателя с так называемым внешним расширением, обеспечивающим идеальную высотную характеристику и водород с кислородом в качестве компонентов топлива; пятая аэродинамическое качество (отношение аэродинамической подъемной силы к силе сопротивления) при возвращении равное приблизительно 0,6–0,7; шестая — угол атаки при возвращении около 30 градусов; седьмая — относительное удлинение (отношение длины ракеты к ее диаметру) около 3.

Стартовые массы ракет такого типа в зависимости от их размеров могли бы быть в пределах от 250 до 16 000 тонн. Массы космических аппаратов, выводимых на орбиту ракетами «Сивка», могут составлять 2–4 процента от стартовой массы ракеты.

Внешне «Сивка» должен представлять собой цилиндр с двумя конусами по концам. Верхний конус, в котором помещается космический аппарат, отделяется от ракеты после выхода на орбиту высотой 100–130 километров, и «Сивка», сделав один оборот вокруг Земли, возвращается на космодром, совершая полет в атмосфере нижним конусом вперед. В нижней части ракеты размещается маршевый двигатель и посадочное устройство. Посадочная секция маршевого двигателя обеспечивает гашение скорости ракеты в процессе торможения перед поверхностью Земли.

У маршевого двигателя кольцевая камера сгорания и относительно небольшое кольцевое сопло с диаметром, близким к диаметру ракеты. Дальнейшее расширение кольцевой струи газа после выхода из сопла происходит за счет обтекания внешней кромки кольцевого сопла, в процессе так называемого течения Прандтля-Майера при обтекании острой кромки. Внутри кольцевой струи размещается центральное тело кольцевого двигателя в виде конуса с углом раскрыва около 60 градусов. Внутри конуса размещаются турбонасосные агрегаты, теплообменники, трубопроводы, клапаны и другие элементы двигателя. Такой двигатель имеет то преимущество, что на каждой высоте полета расширение струи газа идет до давления, равного давлению атмосферы на этой высоте, то есть такой двигатель может иметь идеальную высотную характеристику.

Размещение турбонасосных агрегатов и элементов конструкции осуществляется таким образом, чтобы центр масс при возвращении ракеты в атмосферу был достаточно сдвинут к хвостовому конусу и был смещен относительно продольной оси цилиндра, обеспечивая таким образом автоматическую балансировку ракеты при возвращении под углом атаки около 30 градусов. При таком угле атаки аэродинамическое качество аппарата оказывается порядка 0,65–0,7. Такое аэродинамическое качество позволяет при движении в атмосфере управлять дальностью спуска в атмосфере, получить необходимое отклонение в боковом направлении и тем самым обеспечить возвращение ракеты к точке старта и посадку ракеты на специально оборудованной посадочной площадке космодрома. Высота включения посадочной секции маршевого двигателя перед приземлением — от нескольких сот метров до километра, скорость перед началом торможения 100–200 метров в секунду.