Обеспечение надежности перспективных средств выведения

В настоящее время в ведущих ракетно-космических странах мира проводятся интенсивные работы по созданию перспективных средств выведения. Позади длительный, сорокалетний (1957-1997 гг.) период создания ракет-носителей на основе боевых ракет. Значительное числомодификаций базовых моделей, разработанных в отмеченный период, созданы путем модернизации отдельных элементов РН в рамках установленных компоновочных схем. Эволюционный период совершенствования РН завершается, потенциальные возможности старых базовых вариантов исчерпаны.

Настоящий этап создания новых средств выведения имеет следующие особенности:

компоновочные (структурные) схемы РН могут быть сформированы оптимальным образом с учетом опыта эксплуатации РН;
для сокращения сроков и затрат на разработку и эксплуатацию образцов РН используется модульный принцип
создания носителей на основе универсальных ракетных модулей или основных базовых элементов;
при разработке модулей и базовых элементов используются составные части (двигатели, система управления, конструкция), имеющие оптимальные на настоящий момент времени летно-технические характеристики.

Достигнутый уровень надежности существующих ракет-носителей (рис. 1...4) характеризуется такими данными:

процент успешных пусков за все время эксплуатации РН для всех ракетных семейств не превышает 97 % (семейство "Спутник"), для базовых вариантов РН гарантированные оценки надежности не превышают уровень 0,969;
серии успешных пусков, превышающие достаточно высокий уровень — 50 пусков (что соответствует потенциальному уровню надежности 0,98), имеют ограниченное число РН ("Союз-У","Протон-К", "Космос-3М", "Циклон-2", Delta-2 и Ariane-4);
время доводки РН до начала периода устойчивого уровня качества и надежности составляет 10...15 лет, что в настоящее время недопустимо;
производственные отказы вследствие нарушений технологической дисциплины и эксплуатационные отказы в значительной мере влияют на реальный уровень надежности достаточно отработанных и длительное время эксплуатируемых РН;
ставки страховых взносов, существенным образом влияющие на стоимость запуска, в настоящее время находятся на высоком уровне — 17...20%;
аварийность мирового парка ракет-носителей все еще высока, что наглядно подтверждается результатами 1998 и 1999 гг.

Рис. 1. Число пусков на одну аварию для РН России (СССР) и США за период 1957-1999 гг.

Рис. 2. Число пусков на одну аварию с накоплением для РН России (СССР) и США за период 1957-1999 гг.

Рис. 3. Доля успешных пусков для РН России (СССР) и США за период 1957-1999 гг.

Рис. 4. Доля успешных пусков с накоплением для РН России (СССР) и США за период 1957-1999 гг.

Аварийные пуски носителей Н2 (Япония), Titan-4, Delta-3 (США), "Протон-К" (Россия), "Зенит" (Украина) принесли значительный ущерб, повлияли на сроки и программы их дальнейшего использования:

ущерб от аварий РН Titan-4 (2.08.1993 г., 12.08.1998 г., 9.04.1999 г., 30.04.1999 г.) составляет более миллиарда долларов в каждом случае;
две аварии новой РН Delta-3 (17.01.1998 г., 5.05.1999 г.) существенно повлияли на планы запусков ракеты-носителя (спутник и запуск в мае 1999 г. были застрахованы на сумму 265 млн. дол.);
консорциум GlobalStar принял решение о замене РН "Зенит" на РН "Союз" при развертывании системы GlobalStar. Уже состоялось 6 успешных пусков РН "Союз" из 7 намеченных.

В целях обеспечения конкурентоспособности и эффективности использования перспективных РН требования к их надежности должны устанавливаться на повышенном уровне:

нормативное значение показателя надежности РН в полете RPH выбирается из интервала значений 0,985...0,995. На практике это означает, что расчетное значение серии успешных пусков находится в диапазоне 65...200;
контрольный уровень надежности РН в полете RpH устанавливается 0,975...0,99 при доверительной вероятности у = 0,9. На практике это означает,что значения серий успешных пусков должны находиться в диапазоне 45...100.

Тенденции изменения "наработки" на аварию РН представлены на рис.

Тенденции изменения "наработки" на аварию РН

Необходимо отметить,что требования к надежности РН Ariane-5 и Н2 установлены на уровне 0,985 и 0,99 соответственно.

На основе обобщения опыта создания отечественных и зарубежных РН, выполнения программ Apollo, "Союз" — "Аполлон", Space Shuttle и "Буран" можно назвать некоторые общие принципы обеспечения надежности РН, которые целесообразно использовать при разработке новых или модернизации существующих РН:

использование отработанных технических решений, узлов и систем;
создание РН по структурной схеме, содержащей минимум элементов, с последующим дублированием (в отдельных случаях троированием или использованием мажоритарной схемы) критичных элементов;
разработка перечней критичных элементов РН (на основе анализа возможных отказов и оценки их влияния на надежность и безопасность РН) и реализация дополнительных мероприятий по повышению и обеспечению надежности этих элементов;
обеспечение надежности в основном путем наземной отработки в условиях, максимально приближенных к эксплуатационным.

Основные факторы, которые определяли и в ближайшем будущем будут определять уровень надежности РН, представлены в табл.

Основные факторы, определяющие уровень надежности РН

Надежность двигателей, их тип и размерность в определяющей степени влияют на уровень надежности РН в целом. Оптимальная стратегия обеспечения надежности двигательных установок РН состоит в том, чтобы в ДУ использовать минимально возможное число двигателей и отрабатывать двигатели на этапе наземной отработки в условиях, максимально приближенных к эксплуатационным, и в объеме, достаточном для подтверждения требуемых уровней надежности.

Жидкостные ракетные двигатели РД-180 и РД-0120

Особенно важна надежность ДУ первой ступени для РН среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов. Обеспечение тяги первой ступени РН на уровне 1000...2000 тс определяется числом и размерностью используемых двигателей. В связи с этим выбор типа и размерности двигателей, используемых в ДУ первой ступени, приобретает первостепенное значение с точки зрения обеспечения надежности РН в целом.

В разрабатываемых в США, ЕКА и Японии семействах РН в основном используются двигатели большой размерности с применением экологически чистых и высокоэнергетических компонентов топлива.

Анализ рассмотренных семейств РН позволяет установить следующее.

При формировании семейства РН по программе EELV в США практически отошли от привычной компоновочной схемы РН, в основу которой был положен принцип использования на первой ступени твердотопливных ускорителей большой и малой размерности (семейства РН Titan, Delta и отдельные модели РН Atlas). Это позволит существенно повысить надежность ДУ первой ступени.
Использование двигателей большой размерности позволяет существенно упростить компоновочные схемы РН и уменьшить число двигателей, используемых на первых ступенях и РН в целом. В разрабатываемых носителях число двигателей, используемых на первой ступени и РН в целом, меньше, чем для существующих РН, в 2...5 раз (табл.).

Число двигателей, используемых в составе перспективных зарубежных средств выведения и их РН-прототипов

Для обеспечения одного и того же уровня надежности РН требования к надежности двигателей РН Atlas 2AS должны быть существенно выше требований к надежности двигателей РД-180 или RS-68.

Требования к надежности двигателей первой ступени РН Atlas 2AS и HLV (EELV-Lockheed Martin)

Для этапа летных испытаний и начального этапа штатной эксплуатации практически для всех вновь разрабатываемых РН характерен повышенный уровень дефектности двигателей и других составных частей РН, обусловленный недостаточным уровнем наземной отработки, неполным учетом особенностей взаимного функционирования систем РН и отличием реальных условий полета от наземных. Уровень бездефектности многодвигательной ДУ также значительно уступает уровню бездефектности ДУ с малым числом двигателей.

Зависимость бездефектности двигательной установки первой ступени РН Atlas 2AS и HLV (EELV-Lockheed Martin) от уровня дефектности двигателей