The international booster rocket

The idea of creation of a superheavy booster rocket joint efforts of our country and America was born at the American experts. The main conductor and the author was Дж. Thompson, "that" which participated in development of a booster rocket "Saturn", working in V.Brauna's command{team}. The idea is represented rather fruitful not only because both countries have a real technical reserve and "Energia" prepared on programs and " the Space the Shuttle " industrial and bench bases, but also by way of association of efforts for the decision in space of new problems{tasks} in interests of all mankind and, first of all, people of our countries, in interests of the further penetration of the person in space, decisions of global ecological and other actual and essential problems. Use of the solar energy transferred{transmitted} from space by greater{big} space power stations, and gradual replacement of mineral energy carriers with practically inexhaustible solar energy, first of all, concern to them. It is especially actual in connection with the limited terrestrial stocks of oil, gas, coal, together with appreciable deterioration of ecology because of burning natural fuel in an atmosphere. Use of a solar energy from space can appear so grandiose problem{task}, that it{she} for a long time will unite efforts of many countries.
Creation of a superheavy booster rocket could become step to realization of flights not only on the Moon, but also first of all to Mars.
The joint project of the leading space countries with participation of other countries could become not only triumph of human intelligence, but also powerful uniting in political and economic attitudes{relations} force.
The essence of idea consists in reasonable compilation of high achievements in designs of superheavy rockets of both countries.
The booster rocket named by us "international", in American terminology IHLLV - International Heavy Lift Launch Vechile, consists of six oxygen-керосиновых rocket blocks of the first step and one oxygen-hydrogen block of the second step. Rocket blocks of the first step are borrowed from a booster rocket of "Energia", with the minimal modernization caused by features of their functioning in structure of rocket IHLLV. Each block has one engine RD-170 and a working stock of fuel nearby 310 т. All means of their rescue applied to reusable blocks " Energia ", are excluded from structure. The weight of disposable blocks of the first step on 10-14 т less reusable and at the moment of branch (upon termination of their work in the end of the first stage of flight) makes 50-55 т.
It is necessary to note, that in structure of booster rocket IHLLV rocket blocks of the first step have speed in the end of their work, during the moment of branch from the central block of the second step, about 1,9 km/s - close to similar speed of movement of blocks in structure of "Energia" (1,8 km/s) that provides a basic opportunity of their rescue if it becomes expedient within the limits of the considered{examined} project.
Oxygen-hydrogen tank of second missile stage IHLLV - new development. Its{his} feature that dimensions of a tank are increased in comparison with a pendant fuel compartment " the Space of the Shuttle " and central block " Energia ". Diameter of 10,1 m, instead of 7,7, length about 60 m. Manufacturing of the block in diameter of 10,1 m at our factories demands additional equipment, at factories where cases and tanks of "Saturn" in the United States were made, - it is essential less. Diameter of 10,1 m corresponds{meets} to diameter of a step "Saturn-5".
In impellent installation of the block of the second step six perspective engines STMI (STME), developed under program НЛС (NLS) for of some perspective heavy rockets-carriers{-bearers} are used. The working stock of oxygen-hydrogen fuel makes 1280 т, that in 1,8 times exceeds a working stock of fuel of a pendant compartment " the Space of the Shuttle ".
It has been considered{examined} two variants of accommodation of blocks of the first step on the central block: uniform around of the block of the second step and paired, параблоками, in three points through 120 ╟ around of the central block. In connection with successful concurrence of optimum power parities{ratio} of sizes of total draft of the first and second steps which are focused on a six-block design, in view of "hot" reservation, and the existing three-beam scheme{plan} газоходов ground start of "Energia" uniform accommodation of blocks of the first step is accepted. At this decision everyone газоходный the channel is in regular intervals loaded by a gas stream of two working engines RD-170 that has enabled to use starts of "Energia" practically without modernization. We shall note, that the stand-start we shall apply without doubts as it{he} was projected{designed} in view of an opportunity of start-up from it{him} a rocket "Vulkan".
At параблочном distribution of blocks of the first step means of their power{force} joining with central are kept all, means of their division are completely used at decrease{reduction}. The logic of management of flight becomes simpler.
The payload of rocket IHLLV is established{installed} from above on the block of the second step-th tank of an oxidizer, through transitive a compartment. If necessary the payload can be protected head обтекателем from influence of a high-speed pressure at deducing{removing}.
For delivery of payloads from low orbits on which they are deduced{removed} by a booster rocket, into high working orbits, including geostationary, to the Moon and planets of Solar system, it is applied oxygen-hydrogen разгонный the block placed together with a payload under head обтекателем. At presence разгонного the block probably its{his} use for довыведения into a basic orbit and branch of the block of the second step, with some shortage of speed up to orbital. In this case the block of the second step does not leave into a basic orbit and falls on a line of flight in in advance certain area, depending on a shortage of speed.
As mid-flight engines it is provided to use the perspective oxygen-hydrogen engine of firm " Pratt Uitni " developed under program НЛС for replacement РЛ-10.
Depending on problems{tasks} of flight of a booster rocket probably realization of direct deducing{removing} into a basic orbit with an output{exit} on it{her} of the block of the second step or deducing{removing} into an intermediate orbit.
Starting weight of booster rocket IHLLV nearby 3820 т. Total draft of engines 5690 т. Length of a rocket with the head block of 86 m, in a variant with разгонным the block - about 95 m, diameter in a package of 18 m. Приводная weight of a payload in a basic orbit in height of 200 km at direct deducing{removing} - 205 т, at use разгонного the block - 222 т. In calculations specific impulses РД-170 are accepted: 308 and 336 with accordingly on the Earth and in vacuum, for СТМИ - 350 and 440. Thus for engine STMI the opportunity of increase in draft up to 294 т in emptiness which recently showed developers of the engine was considered.
To 1993 engine RD-170 has confirmed a twentyfold stock of a resource and reliability in flight not below 0,995. These characteristics provide high reliability of a booster rocket with greater{big}, than at "Energia", quantity{amount} of blocks of the first step.
The available constructive stocks of engine RD-170 confirmed during its{his} working off, on pressure in the chamber of combustion, on had capacity{power} турбонасосного the unit allow to carry out if necessary its{his} speeding up on draft up to 5 %, with some decrease{reduction} in a specific impulse of draft. This speeding up can be realized practically by some increase in critical section of the chamber of combustion and adjustments of units of the engine, naturally, with experimental acknowledgement{confirmation}.
Oxygen-hydrogen mid-flight engine STMI was planned for use at all steps of carriers{bearers} of national transport system of the USA. In October, 1991 of firm " Аэроджет пропалшн ", "Рокетдайн" and "Pratt Uitni" have united the efforts, having refused from the separated activity. Joint development pursued the purpose of use of strengths of separate firms, NASA planned to conclude the contract, it was supposed, that the first bench огневое test of completely collected engine STMI will be in 1996, and the first flight test, within the limits of the national program, - in the end of 90th, in structure of малоразмерной rockets.
Engine STMI works on газогенераторной to the scheme{plan}, with a supply of gas after turbines in закритическую a part сопла. The chamber of combustion and a part сопла, adjoining to critical section, are cooled by regenerative way. In structure of the engine are absent бустерные pumps. The system is constructed under the simple open scheme{plan} keeping working capacity at two refusals. Feature of this engine is low cost and high reliability, достигаемые owing to энергомассовым to characteristics.
Oxygen-hydrogen engine RD-0120 of a booster rocket of "Energia" which under specific characteristics does not concede to engines STMI can be essentially applied.
Start of mid-flight engines of the first and second steps is carried out from the Earth. Such scheme{plan} of start provides maximal initial тяговооруженность and the greatest probability of successful start as allows to stop start by deenergizing of all engines or to carry out repeated start-up in case any engines will not join or deviations{rejections} in their work will be noticed. Start of a rocket is carried out without deduction on the starting device.
Approximately from 30-th second of flight mid-flight engines of the block of the second step pass to a mode of 70 % of nominal draft which proceeds practically up to the end of work of the first step. This mode allows to save fuel of the second step and provides increase in weight of a deduced{removed} payload.
On a site of flight of the first step in a zone of passage of the maximal high-speed stream it is made дросселирование engines RD-170, limiting a high-speed pressure within the limits of up to 3 т/м2; restriction of longitudinal loading not above three units is similarly maintained.
Deenergizing of engines of lateral blocks is made in pairs, on a signal about the termination{ending} of components of fuel in one of lateral blocks.
At decrease{reduction} into trajectories of a high-speed pressure up to 10 kg/m head обтекатель it is divided{shared} on a longitudinal joint and it is dumped{reset}. The separated shutters fall on distance of 500-600 km from start on a line of flight.
Full deenergizing of engines STME is made after a set of the set speed.
The maximal carrying capacity at start from range of the Space center of name Кеннеди and deducing{removing} with довыведением into a basic orbit makes 237 т.
Essential influence on carrying capacity renders a specific impulse of engines of the second step. For example, use of engines of type РД-0120 with a hollow impulse 455 with instead of engines STMI, an important impulse nearby 440 with, leads to increase in carrying capacity of a booster rocket on 18-20 т.
The quantity{amount} of engines practically does not lead to decrease{reduction} in carrying capacity. Six engines at the second step is a hot reserve for the raised{increased} probability of successful deducing{removing} at possible{probable} switching-off of one of engines at its{his} output{exit} out of operation.
Smaller influence on carrying capacity renders perfection of a design of blocks of the first step.
The technical complex created for "Energia" can be used completely for preparation for start-up, final assembly of blocks and a rocket entirely. Монтажно-test cases are equipped by bridge cranes carrying capacity from 10 up to 400 т, with adjustable speed of movement and rise of cargoes. Transport communications of a technical complex include iron and the highways, a special track (width of a track 20) for a fitter of a booster rocket.
At overloads of "package" which weight with стартово-стыковочным the block reaches{achieves} 700 т, teamwork of 400-ton cranes is carried out. The maximal cross-section size of a package - up to 18 m - is not critical.
By analogy to "Energia" the technology of preparation in a technical complex of Baikonur of rocket blocks of both steps of booster rocket IHLLV, the head block and all rocket as a whole will include the basic operations on final assembly of blocks of the first and second steps, assembly of "package", test of blocks and rockets entirely, preparation for transportation, storage and procedural works on the collected rockets. Space vehicles, разгонный the block, head обтекатель are delivered in the монтажно-test case of useful loading where pass{take place} complex tests in necessary volume, and also assembly and preparation for transportation. In a монтажно-refueling complex with a rocket and its{her} components the works connected with refuelling and equipment of means by explosive components are spent.
As a whole a starting complex and the stand-start, despite of significant differences in characteristics and designs of rockets IHLLV and "Energia", can provide start-up of a superheavy rocket at insignificant modernization.
Because of increase in total draft of impellent installation of booster rocket IHLLV in comparison with "Energia" the output{exit} of an acoustic Energia that will lead to increase of acoustic loadings on height of a rocket will increase. In this connection water delivery at start of this superheavy rocket is obligatory.
The building of vertical assembly (VAB) a technical complex in the Center of name Кеннеди has been constructed for the program "Saturn-Apollo" and adapted for assembly " the Space of the Shuttle ". The building - one of the world's largest - borrows{occupies} the area of 3,3 hectares, its{his} height of 160 m, length - 218, width - 158. In this building it is totaled more than 70 elevating devices, including two bridge cranes by carrying capacity on 227 т, there is an additional crane, which carrying capacity 157 т. Overall dimensions of a building, doorways, carrying capacity of cranes can ensure the functioning with rocket blocks of steps, assembly of "package", installation of the head block and other works on assembly, tests and preparation for start-up of a booster rocket.
The mobile launcher - a mobile launching pad - is a two-storeyed steel design in height of 7,6 m, length 48,8 m, width 41,1 m; it{she} moves on caterpillar траках. Weight of a platform 3733 т, and with completely filled " the Space the Shuttle " - 5761 т. Preliminary researches show technical practicability of a variant of start IHLLV from cape Canaveral from a starting complex " the Space of the Shuttle ". However start-up from an operating{a working} starting complex in Florida will demand significant completions of its{his} ground systems.
Delivery of rocket blocks of the first and second steps of this superheavy booster rocket is one of problem questions.
In case of when start-up are carried out from a starting complex of the cosmodrome Baikonur, blocks of the first step can be transported from manufacturers by the railway - a variant fulfilled at transportation of blocks " Energia ".
The block of the second step in completely collected kind as the preferable scheme{plan} of delivery and assembly, can be transported on an external suspension bracket "Мрии" - heavy transport plane An-225. The weight and length of the block of the second step are not critical for flights on Ан-225, however transportation of the block in diameter of 10,1 m demands, naturally, practical realization.
If by results of the further studies it will appear expedient to carry out transportation heavy transport planes of type "Боинг-747" which the United States have, the basic requirement of expediency of delivery of the block to a place of assembly in a package - in finally collected kind should hold good. Transportation head обтекателя or it{him} полустворок, разгонного the block and a payload on the cosmodrome Baikonur can be carried out, that follows from results of studies, on Ан-225 from the manufacturers located both in territory of our country, and in territory of America.
If start-up of a superheavy rocket are carried out from start of the Space center by it{him}. Кеннеди the problem of transportation becomes simpler. The second step can be delivered traditional by - by a sailing charter. The cargoes made in our country, for example, blocks of the first step can be transported by plane An-225. Thus on an external suspension bracket two blocks are simultaneously transported.
Estimations of possible{probable} terms of creation of superheavy booster rocket IHLLV show, that terms of creation of the block of the second step and engine STMI will be defining. Significant time can be demanded for operational development of the engine and acknowledgement{confirmation} of its{his} reliability. For acceleration of process of creation of a rocket existing engines of type ССМИ and РД-0120 can be considered{examined} for the first stage.
The program of creation of the superheavy carrier{bearer}, including the organization of joint design structures and the international cooperation, developmental development of a rocket, rocket blocks, engine STMI, разгонного the block, ground means, carrying out of independent and bench tests of engines and blocks, preparation of a ground infrastructure for carrying out of flights of tests, will borrow{occupy} 7-8 years (prior to the beginning of flights of tests).
The basic problem of creation of booster rocket IHLLV is the problem of the organization. Creation of a rocket will demand association of efforts of the enterprises and the organizations of many countries of the world. Such grandiose project can be realized only at creation of the international organization. As to technical and technological problems they do not carry fundamental character and can be successfully solved by engineering efforts.
Business, as always in space-rocket technics{technical equipment}, - behind politicians{policies; politics}.

Original version of the text

Международная ракета-носитель

Идея создания сверхтяжелой ракеты-носителя совместными усилиями нашей страны и Америки родилась у американских специалистов. Главным проводником и автором был Дж.Томпсон, "тот самый", который участвовал в разработке ракеты-носителя "Сатурн", работая в команде В.Брауна. Идея представляется весьма плодотворной не только потому, что обе страны имеют реальный технический задел и подготовленные по программам "Энергия" и "Спейс Шаттл" промышленные и стендовые базы, но и в плане объединения усилий для решения в космосе новых задач в интересах всего человечества и, прежде всего, народов наших стран, в интересах дальнейшего проникновения человека в космос, решения глобальных экологических и других актуальных и насущных проблем. К ним, в первую очередь, относятся использование солнечной энергии, передаваемой из космоса большими космическими электростанциями, и постепенная замена ископаемых энергоносителей практически неиссякаемой солнечной энергией. Это тем более актуально в связи с ограниченными земными запасами нефти, газа, угля, а также и заметным ухудшением экологии из-за сжигания природного топлива в атмосфере. Использование солнечной энергии из космоса может оказаться столь грандиозной задачей, что она надолго объединит усилия многих стран.
Создание сверхтяжелой ракеты-носителя могло бы стать шагом к осуществлению полетов не только на Луну, но и в первую очередь на Марс.
Совместный проект ведущих космических стран с участием других стран мог бы стать не только триумфом человеческого интеллекта, но и мощной объединяющей в политическом и экономическом отношениях силой.
Суть идеи заключается в разумной компиляции высоких достижений в конструкциях сверхтяжелых ракет обеих стран.
Ракета-носитель, названная нами "международной", в американской терминологии IHLLV - International Heavy Lift Launch Vechile, состоит из шести кислородно-керосиновых ракетных блоков первой ступени и одного кислородно-водородного блока второй ступени. Ракетные блоки первой ступени заимствуются от ракеты-носителя "Энергия", с минимальной модернизацией, обусловленной особенностями их функционирования в составе ракеты IHLLV. Каждый блок имеет один двигатель РД-170 и рабочий запас топлива около 310 т. Все средства их спасения, применяемые для многоразовых блоков "Энергии", исключены из состава. Масса одноразовых блоков первой ступени на 10-14 т меньше многоразовых и на момент отделения (по окончании их работы в конце первой стадии полета) составляет 50-55 т.
Следует отметить, что в составе ракеты-носителя IHLLV ракетные блоки первой ступени имеют скорость в конце их работы, в момент отделения от центрального блока второй ступени, около 1,9 км/с - близкую к аналогичной скорости движения блоков в составе "Энергии" (1,8 км/с), что обеспечивает принципиальную возможность их спасения, если это станет целесообразным в рамках рассматриваемого проекта.
Кислородно-водородный бак второй ступени ракеты IHLLV - новой разработки. Его особенность в том, что габариты бака увеличены по сравнению с подвесным топливным отсеком "Спейс Шаттла" и центральным блоком "Энергии". Диаметр 10,1 м, а не 7,7, длина около 60 м. Изготовление блока диаметром 10,1 м на наших заводах требует дополнительного оснащения, на заводах же, где изготавливались корпуса и баки "Сатурна" в Соединенных Штатах,- существенно меньше. Диаметр 10,1 м соответствует диаметру ступени "Сатурн-5".
В двигательной установке блока второй ступени используются шесть перспективных двигателей СТМИ (STME), разрабатываемых по программе НЛС (NLS) для ряда перспективных тяжелых ракет-носителей. Рабочий запас кислородно-водородного топлива составляет 1280 т, что в 1,8 раза превышает рабочий запас топлива подвесного отсека "Спейс Шаттла".
Было рассмотрено два варианта размещения блоков первой ступени на центральном блоке: равномерное вокруг блока второй ступени и попарное, параблоками, в трех точках через 120╟ вокруг центрального блока. В связи с удачным совпадением оптимальных энергетических соотношений величин суммарной тяги первой и второй ступеней, которые ориентированы на шестиблочную конструкцию, с учетом "горячего" резервирования, и существующей трехлучевой схемы газоходов наземного старта "Энергии" принято равномерное размещение блоков первой ступени. При этом решении каждый газоходный канал равномерно загружается газовым потоком двух работающих двигателей РД-170, что дало возможность использовать старты "Энергии" практически без модернизации. Отметим, что стенд-старт применим без сомнений, поскольку он проектировался с учетом возможности пуска с него ракеты "Вулкан".
При параблочном распределении блоков первой ступени сохраняются все средства силовой стыковки их с центральным, полностью используются средства их разделения при снижении. Упрощается логика управления полетом.
Полезный груз ракеты IHLLV устанавливается сверху на блоке второй ступени -на баке окислителя, через переходной отсек. При необходимости полезный груз может быть защищен головным обтекателем от воздействия скоростного напора при выведении.
Для доставки полезных грузов с низких орбит, на которые они выводятся ракетой-носителем, на высокие рабочие орбиты, включая геостационарную, к Луне и планетам Солнечной системы, применяется кислородно-водородный разгонный блок, размещаемый вместе с полезным грузом под головным обтекателем. При наличии разгонного блока возможно его использование для довыведения на опорную орбиту и отделение блока второй ступени, с некоторым недобором скорости до орбитальной. В этом случае блок второй ступени не выходит на опорную орбиту и падает по трассе полета в заранее определенный район, в зависимости от недобора скорости.
В качестве маршевых двигателей предусматривается использовать перспективный кислородно-водородный двигатель фирмы "Пратт Уитни", разрабатываемый по программе НЛС для замены РЛ-10.
В зависимости от задач полета ракеты-носителя возможно осуществление прямого выведения на опорную орбиту с выходом на нее блока второй ступени либо выведения на промежуточную орбиту.
Стартовая масса ракеты-носителя IHLLV около 3820 т. Суммарная тяга двигателей 5690 т. Длина ракеты с головным блоком 86 м, в варианте с разгонным блоком - около 95 м, диаметр в пакете 18 м. Приводная масса полезного груза на опорной орбите высотой 200 км при прямом выведении - 205 т, при использовании разгонного блока - 222 т. В расчетах приняты удельные импульсы РД-170: 308 и 336 с соответственно на Земле и в вакууме, для СТМИ - 350 и 440. При этом для двигателя СТМИ учитывалась возможность увеличения тяги до 294 т в пустоте, которая в последнее время показывалась разработчиками двигателя.
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.
По аналогии с "Энергией" технология подготовки в техническом комплексе Байконура ракетных блоков обеих ступеней ракеты-носителя IHLLV, головного блока и всей ракеты в целом будет включать основные операции по окончательной сборке блоков первой и второй ступеней, сборку "пакета", испытание блоков и ракеты целиком, подготовку к транспортировке, хранение и регламентные работы на собранных ракетах. Космические аппараты, разгонный блок, головной обтекатель доставляются в монтажно-испытательный корпус полезной нагрузки, где проходят комплексные испытания в необходимом объеме, а также сборку и подготовку к транспортировке. В монтажно-заправочном комплексе с ракетой и ее составными частями проводятся работы, связанные с заправкой и оснащением средств взрывоопасными компонентами.
В целом стартовый комплекс и стенд-старт, несмотря на значительные отличия в характеристиках и конструкции ракет IHLLV и "Энергия", смогут обеспечить пуск сверхтяжелой ракеты при незначительной модернизации.
Из-за увеличения суммарной тяги двигательной установки ракеты-носителя IHLLV по сравнению с "Энергией" возрастет выход акустической энергии, что приведет к возрастанию акустических нагрузок по высоте ракеты. В этой связи подача воды при старте этой сверхтяжелой ракеты обязательна.
Здание вертикальной сборки (VAB) технического комплекса в Центре имени Кеннеди было построено для программы "Сатурн-Аполлон" и приспособлено для сборки "Спейс Шаттла". Здание - одно из крупнейших в мире - занимает площадь 3,3 га, его высота 160 м, длина - 218, ширина - 158. В этом здании насчитывается более 70 подъемных устройств, включая два мостовых крана грузоподъемностью по 227 т, есть дополнительный кран, грузоподъемность которого 157 т. Габаритные размеры здания, дверных проемов, грузоподъемность кранов могут обеспечить работу с ракетными блоками ступеней, сборку "пакета", установку головного блока и другие работы по сборке, испытаниям и подготовке к пуску ракеты-носителя.
Подвижная пусковая установка - мобильная стартовая площадка - является двухэтажной стальной конструкцией высотой 7,6 м, длиной 48,8 м, шириной 41,1 м; она перемещается на гусеничных траках. Масса платформы 3733 т, а с полностью заправленным "Спейс Шаттлом" - 5761 т. Предварительные исследования показывают техническую осуществимость варианта запуска IHLLV с мыса Канаверал со стартового комплекса "Спейс Шаттла". Однако пуск с действующего стартового комплекса во Флориде потребует значительных доработок его наземных систем.
Доставка ракетных блоков первой и второй ступеней этой сверхтяжелой ракеты-носителя является одним из проблемных вопросов.
В случае, когда пуски осуществляются со стартового комплекса космодрома Байконур, блоки первой ступени могут транспортироваться с заводов-изготовителей железной дорогой - вариантом, отработанным при транспортировке блоков "Энергии".
Блок второй ступени в полностью собранном виде, как предпочтительная схема доставки и сборки, может быть транспортирован на внешней подвеске "Мрии" - тяжелого транспортного самолета Ан-225. Масса и длина блока второй ступени не являются критическими для перелетов на Ан-225, однако транспортировка блока диаметром 10,1 м требует, естественно, практической реализации.
Если по результатам дальнейших проработок окажется целесообразным осуществлять транспортировку на тяжелых транспортных самолетах типа "Боинг-747", которыми располагают Соединенные Штаты, должно оставаться в силе основное требование целесообразности доставки блока к месту сборки в пакет - в окончательно собранном виде. Транспортировка головного обтекателя или его полустворок, разгонного блока и полезного груза на космодром Байконур может быть осуществлена, что следует из результатов проработок, на Ан-225 с заводов-изготовителей, расположенных как на территории нашей страны, так и на территории Америки.
Если пуски сверхтяжелой ракеты осуществляются со старта Космического центра им.Кеннеди, то проблема транспортировки упрощается. Вторая ступень может быть доставлена традиционным путем - водным транспортом. Грузы, изготавливаемые в нашей стране, например, блоки первой ступени могут транспортироваться самолетом Ан-225. При этом на внешней подвеске одновременно транспортируются два блока.
Оценки возможных сроков создания сверхтяжелой ракеты-носителя IHLLV показывают, что определяющими будут сроки создания блока второй ступени и двигателя СТМИ. Значительное время может потребоваться для доводки двигателя и подтверждения его надежности. Для ускорения процесса создания ракеты могут быть рассмотрены для первого этапа существующие двигатели типа ССМИ и РД-0120.
Программа создания сверхтяжелого носителя, включающая в себя организацию совместных проектно-конструкторских структур и международной кооперации, опытно-конструкторскую разработку ракеты, ракетных блоков, двигателя СТМИ, разгонного блока, наземных средств, проведение автономных и стендовых испытаний двигателей и блоков, подготовку наземной инфраструктуры к проведению летных испытаний, займет 7-8 лет (до начала летных испытаний).
Основной проблемой создания ракеты-носителя IHLLV является проблема организации. Создание ракеты потребует объединения усилий предприятий и организаций многих стран мира. Такой грандиозный проект может быть реализован только при создании международной организации. Что касается технических и технологических проблем, то они не носят фундаментального характера и могут быть успешно решены инженерными усилиями.
Дело, как всегда в ракетно-космической технике,- за политиками.