Полет в небытие

   К 1993 г. двигатель РД-170 подтвердил двадцатикратный запас ресурса и надежность в полете не ниже 0,995. Эти характеристики обеспечивают высокую надежность ракеты-носителя с большим, чем у "Энергии", количеством блоков первой ступени.

   Имеющиеся конструктивные запасы двигателя РД-170, подтвержденные в ходе его отработки, по давлению в камере сгорания, по располагаемой мощности турбонасосного агрегата позволяют при необходимости осуществить его форсирование по тяге до 5%, с некоторым снижением удельного импульса тяги. Это форсирование может быть реализовано практически путем некоторого увеличения критического сечения камеры сгорания и регулировок агрегатов двигателя, естественно, с экспериментальным подтверждением.

   Кислородно-водородный маршевый двигатель СТМИ планировался для использования на всех ступенях носителей национальной транспортной системы США. В октябре 1991 г. фирмы "Аэроджет пропалшн", "Рокетдайн" и "Пратт Уитни" объединили свои усилия, отказавшись от разобщенной деятельности. Совместная разработка преследовала цель использования сильных сторон отдельных фирм, НАСА планировало заключить контракт, предполагалось, что первое стендовое огневое испытание полностью собранного двигателя СТМИ будет в 1996 г., а первое летное испытание, в рамках национальной программы,- в конце 90-х гг., в составе малоразмерной ракеты.

   Двигатель СТМИ работает по газогенераторной схеме, с подводом газа после турбин в закритическую часть сопла. Камера сгорания и часть сопла, прилегающая к критическому сечению, охлаждаются регенеративным способом. В составе двигателя отсутствуют бустерные насосы. Система построена по простой открытой схеме, сохраняющей работоспособность при двух отказах. Особенностью этого двигателя является низкая стоимость и высокая надежность, достигаемые благодаря энергомассовым характеристикам .

   Принципиально может быть применен кислородно-водородный двигатель РД-0120 ракеты-носителя "Энергия", который по удельным характеристикам не уступает двигателям СТМИ.

   Запуск маршевых двигателей первой и второй ступеней осуществляется с Земли. Такая схема запуска обеспечивает максимальную начальную тяговооруженность и наибольшую вероятность успешного старта, так как позволяет прекратить запуск выключением всех двигателей или осуществить повторный пуск в случае, если какие-либо двигатели не включатся или будут замечены отклонения в их работе. Старт ракеты осуществляется без удержания на пусковом устройстве.

   Примерно с 30-й секунды полета маршевые двигатели блока второй ступени переходят на режим 70% номинальной тяги, который продолжается практически до конца работы первой ступени. Этот режим позволяет экономить топливо второй ступени и обеспечивает увеличение массы выводимого полезного груза.

   На участке полета первой ступени в зоне прохождения максимального скоростного потока производится дросселирование двигателей РД-170, ограничивая скоростной напор в пределах до 3 т/м2; аналогично выдерживается ограничение продольной нагрузки не выше трех единиц.

   Выключение двигателей боковых блоков производится попарно, по сигналу об окончании компонентов топлива в одном из боковых блоков.

   При снижении на траектории скоростного напора до 10 кг/м головной обтекатель разделяется по продольному стыку и сбрасывается. Отделившиеся створки падают на расстоянии 500-600 км от старта по трассе полета.

   Полное выключение двигателей СТМЭ производится после набора заданной скорости.

   Максимальная грузоподъемность при старте с полигона Космического центра имени Кеннеди и выведении с довыведением на опорную орбиту составляет 237 т.

   Существенное влияние на грузоподъемность оказывает удельный импульс двигателей второй ступени. Например, использование двигателей типа РД-0120 с пустотным импульсом 455 с вместо двигателей СТМИ, имеющих значение импульса около 440 с, приводит к увеличению грузоподъемности ракеты-носителя на 18-20 т.

   Количество двигателей практически не приводит к снижению грузоподъемности. Шесть двигателей на второй ступени - это горячий резерв для повышенной вероятности успешного выведения при возможном отключении одного из двигателей при выходе его из строя.

   Меньшее влияние на грузоподъемность оказывает совершенствование конструкции блоков первой ступени.

   Созданный для "Энергии" технический комплекс может быть использован полностью для подготовки к пуску, окончательной сборки блоков и ракеты целиком. Монтажно-испытательные корпуса оснащены мостовыми кранами грузоподъемностью от 10 до 400 т, с регулируемой скоростью движения и подъема грузов. Транспортные коммуникации технического комплекса включают железные и автомобильные дороги, специальный железнодорожный путь (ширина колеи 20 м) для установщика ракеты-носителя.

   При перегрузках "пакета", масса которого со стартово-стыковочным блоком достигает 700 т, осуществляется совместная работа 400-тонных кранов. Максимальный поперечный размер пакета - до 18 м - не является критическим.