Содержание
«Военная Литература»
Первопроходчество

Ракета как самолет

Не только выбор цели, удачные или неудачные решения конструктивных проблем самих космических аппаратов определяют возможности и перспективы космической техники. Не меньшее значение будет иметь и экономическая сторона дела: а во сколько то или иное предприятие обойдется? Во сколько обойдутся работы по самому космическому аппарату, каковы будут транспортные расходы на доставку аппаратов к их месту работ. То есть многое, если не почти все, будет зависеть от стоимости аппаратов и их ракет-носителей.

Стоимость выведения на орбиту космических аппаратов пока очень велика. Это объясняется высокой стоимостью ракетных двигателей, дорогой системой управления, дорогими материалами, используемыми в напряженной конструкции ракет и их двигателей, сложной и, как правило, дорогостоящей технологией их изготовления, подготовки к пуску и, главным образом, их одноразовым использованием.

Доля стоимости носителя в общей стоимости запуска космического аппарата бывает разной. Если носитель серийный, а аппарат уникальный, то около десяти процентов. Если наоборот — может достигать сорока процентов и более. Где вы видели на Земле объект, доставка которого к месту использования стоила бы так дорого?

Как вы думаете, сколько стоит выведение на орбиты или на орбитальную станцию одного килограмма массы космического аппарата? Данные о стоимости доставки на орбиту с помощью наших ракет в застойных рублях, которые можно приближенно принять равными доллару Соединенных Штатов, на килограмм массы КА, доставленного на орбиту (на орбитальную станцию дороже в два-три раза) дают очень большой разброс: от 250 (ракеты типа Р7 и «Протон») до 2000 (ракеты «Зенит») долларов на килограмм. Эту оценку едва ли можно считать достаточно надежной не только из-за большого разброса величин (который может быть объяснен и тем, что в больших цифрах учитывались не только эксплуатационные расходы, но и расходы на разработку, на экспериментальную отработку, на создание заводов), но и из-за того, что заработная плата в нашей стране была в несколько раз ниже, чем в развитых странах Запада. Поэтому более объективной представляется аналогичная оценка по стоимости доставки одного килограмма на орбиту с помощью современной французской ракеты «Ариан»: примерно 5000–6000 долларов на килограмм.

Это очень дорого, и поэтому возникла мысль о том, чтобы создать ракету-носитель, которая, подобно воздушному лайнеру, взлетала бы с космодрома, совершала полет на орбиту и, оставив там спутник или космический корабль, возвращалась на космодром.

Первой попыткой реализации такой идеи было создание системы «Спейсшаттл». Несмотря на прекрасно выполненную работу, эту попытку едва ли можно назвать удачной. По первоначальному проекту стоимость запуска системы не должна была превышать 10 миллионов долларов, и, соответственно стоимость доставки на орбиту 1 килограмма полезного груза предположительно составляла около 350–450 долларов, вместо 5000 при доставке полезного груза с помощью одноразовых ракет. Но жизнь показала, что это слишком оптимистичная оценка: только эксплуатационные расходы (то есть без учета расходов на разработку машины, подготовку производства и прочего) и стоимость пусков системы составляют около 400 миллионов долларов и, соответственно, стоимость доставки 1 килограмма полезного груза на орбиту — около 13 000 долларов на килограмм. То есть по сравнению с проектным замыслом стоимость доставки полезного груза на орбиту с помощью системы «Спейсшаттл» оказалась в 30–40 раз больше!

Главными причинами такого ошеломляющего «превышения сметы» явились применение значительного количества одноразовых элементов, очень сложная конструкция, собираемая в районе старта из четырех частей, требующая сложной подготовки и испытаний перед запуском, анализа хода полета и управления машиной в полете, недостаточная автоматизация работ на космодроме, неоправданно трудоемкая роль служб космодрома в процессе подготовки, испытаний, запуска и управления в полете. Во всех этих процессах должно участвовать большое количество высококвалифицированных и высокооплачиваемых специалистов. Следует, справедливости ради, сказать, что наша аналогичная система «Буран» не отличается от «Шаттла» в лучшую сторону.

Тут вспоминается легенда о возникновении этой подражательной идеи у нас. Уже говорилось об идее фикс Каманина (ВВС), будто бы самим богом ВВС предназначалось поставлять экипажи нашим разработчикам космических кораблей и орбитальных станций, которая трансформировалась в предложение о том, что ВВС должны стать заказчиками и кораблей, и станций, то есть организацией, выдающей заказы на их разработку и изготовление, а следовательно, и организацией, через которую расходуются деньги. То есть у ВВС появилось желание занять такое же положение, какое ракетные войска стратегического назначения занимают относительно ракетной промышленности: РВСН являются заказчиками боевых ракет. Надо сказать, что С.П. подогревал эти настроения, чтобы в Министерстве обороны были две конкурирующие группы, обращающиеся к нему, — ракетчики и ВВС. До этого времени военная приемка у нас, персонал космодрома и сам космодром принадлежали военным ракетчикам.

Эта трансформация идеи фикс ВВС была совсем близка к положению: ракета — это полет, а полет — это ВВС, а следовательно, ВВС должны стать заказчиком и ракет для космических кораблей и станций, и эти ракеты должны быть крылатыми, как и самолеты.

Поэтому появление сообщений о разработке «Шаттла» в Соединенных Штатах было манной небесной для ВВС. Они ринулись к тогдашнему министру обороны А.А. Гречко: враги делают «Шаттл», надо и нам. Как правило, заказы ВВС осуществлялись по такому принципу, поэтому наша авиация и плелась в хвосте американской: авиационные генералы не в состоянии были выдавать новые идеи, а подглядывать за потенциальным противником, красться за ним — это вполне в духе наших вояк. Но Гречко был человек трезвомыслящий и послал их по всем осям.

Через некоторое время ребята оправились от испуга и пошли к Д.Ф. Устинову, тогда секретарю ЦК по оборонным вопросам. И он, естественно, послал их в том же направлении. Тогда они проникли к Брежневу. Убеждали его, что «Шаттл» это на самом деле не транспортная система, а оружие. Дескать, выводят американцы «Шаттл» на орбиту с наклонением плоскости орбиты к экватору 28 градусов. Такое наклонение определяется тем, что запуски его осуществляются с космодрома во Флориде, и это означает, что трасса полета «Шаттла» не поднимется выше широты 28 градусов и, следовательно, никогда не проходит над нашей территорией, она проходит южнее Москвы примерно на 2500 км. Мы к этому привыкаем и никаких мер не принимаем. Но... »Шаттл», возвращаясь в атмосферу, может сделать боковой маневр до 2500 километров. И когда они решат, «Шаттл» может сделать маневр и сбросить водородную бомбу на Москву: Политбюро нет, Кремля нет!.. Вот какой коварный замысел у наших врагов — одним ударом покончить с СССР и выиграть третью мировую войну. А ваши недальновидные подчиненные — Устинов и Афанасьев — этого не понимают (на свое начальство, на Гречко, жаловаться побоялись!). И «дальновидный» генсек вызвал к себе Устинова и Афанасьева, отечески пожурил и дал указания. Так началось «Буранное дело».

Более бредового обоснования придумать трудно. Одной бомбой выиграть мировую войну? Как бы ни оценивать американских генералов и политиков, они до такого маразматического плана додуматься не могли. И наше начальство тоже это понимало, все понимали бессмысленность повторения шаттловской ошибки. Но приняли к исполнению — деньги-то пошли. Более того, сражались насмерть за возможность участия в этом позорном деле, особенно за то, чтобы возглавить его: им впереди светила карьера, возможность выбиться на «самый верх»!

Для «Спейсшаттл» была выбрана одна из компромиссных многоступенчатых схем. На первой ступени работают двигатели двух твердотопливных ускорителей, и двигатели, питаемые водородом и кислородом из баков центрального блока. Причем водородно-кислородные маршевые двигатели размещаются в третьей ступени: в самолете. После выгорания топлива ускорителей они отделяются и, можно сказать, начинается участок второй ступени, на котором продолжают работать двигатели, питаемые водородом и кислородом из центрального блока. Когда топливо в баках центрального блока кончается, маршевые двигатели выключаются, центральный блок сбрасывается. Довыведение на рабочую орбиту осуществляется за счет работы корректирующего двигателя из баков с высококипящими компонентами третьей ступени.

Корпуса пороховых ускорителей после их отделения совершают полет по баллистической траектории, входят в атмосферу, тормозятся, у них раскрываются парашюты, и на парашютах они приводняются в океане.

Потом морские корабли буксируют их к суше, и они могут по идее после восстановительного ремонта и установки в них твердого топлива повторно использоваться. Предполагалось, что в этой схеме будет экономиться примерно сорок процентов расходов на изготовление пороховых ускорителей. Но ясных сообщений о том, что это осуществляется после каждого пуска, мне встречать не приходилось.

Центральный блок после отделения от третьей ступени входит в атмосферу, часть его сгорает во время торможения в атмосфере, а остатки падают в океан. Так что после доставки груза на орбиту назад возвращается практически только третья ступень системы «Спейсшаттл», которой и является самолет «Шаттл».

На основании анализа недостатков одноразовых носителей и системы «Спейсшаттл» складывается представление о качествах, которыми должна обладать хорошая ракета-носитель, обеспечивающая доставку на орбиту полезного груза с минимальными затратами и с максимальной надежностью.

Она должна быть системой многоразового использования, способной совершать 100–1000 полетов. Многоразовость с целью снижения затрат на каждый полет (расходы на разработку и изготовление распределяются на количество полетов) и одновременно с целью повышения надежности выведения полезного груза на орбиту: каждая поездка на автомобиле и полет самолета подтверждают правильность его конструкции и качественное его изготовление. Следовательно, можно снижать затраты на страхование полезного груза и на страхование самой ракеты. По настоящему надежными и недорогими в эксплуатации машинами могут быть только многоразовые, такие, как паровоз, автомобиль, самолет.

Она должна быть одноступенчатая. Это требование, так же как и многоразовость, связано и с минимизацией расходов, и с обеспечением надежности. Действительно, если ракета многоступенчатая, то даже если все ее ступени благополучно возвращаются на Землю, то ведь перед каждым стартом их надо собирать в единое целое, и проверить правильность сборки и функционирования процессов разделения ступеней после сборки невозможно, так как при каждой проверке собранная машина должна рассыпаться. Не испытываемые, не проверяемые на функционирование после сборки, соединения становятся как бы одноразовыми. И пакет, соединенный узлами с пониженной надежностью, тоже становится в какой-то степени одноразовым. Если ракета многоступенчатая, то расходы на ее эксплуатацию больше, чем на эксплуатацию одноступенчатой машины. Во-первых, для одноступенчатой машины не требуются расходы на сборку. Во-вторых, не нужно выделять на поверхности Земли районы приземления для посадки первых ступеней, а следовательно, не нужно платить за их аренду, за то, что эти районы не используются в хозяйстве. В-третьих, нет необходимости платить за транспортировку первых ступеней к месту старта. В-четвертых, заправка многоступенчатой ракеты требует более сложной технологии, большего времени. Сборка пакета и доставка ступеней к месту старта не поддаются простейшей автоматизации и, следовательно, требуют участия большего количества специалистов при подготовке такой ракеты к очередному полету.

Ракета должна использовать в качестве топлива водород и кислород, в результате горения которых на выходе из двигателя образуются экологически чистые продукты сгорания при высоком удельном импульсе. Экологическая чистота важна не только для работ, проводимых на старте, при заправке, в случае аварии, но и в не меньшей степени во избежание вредного воздействия продуктов сгорания на озоновый слой атмосферы.

Маршевый двигатель ракеты должен иметь достаточно оптимальную высотную характеристику, с тем чтобы на каждой высоте полета иметь максимальный удельный импульс.

Схема полета ракеты также должна быть наиболее оптимальной, требующей, с одной стороны, минимума топлива для выведения ракеты на орбиту, а с другой — не требующая топлива для схода ракеты с орбиты, возвращения на космодром и, соответственно, не требующая установки тормозного или корректирующего двигателя.

Для осуществления полета, возвращения, посадки и подготовки к полету желательно привлекать минимальное количество специалистов. Этого можно добиться за счет использования достаточно мощного бортового вычислительного комплекса, обеспечивающего контроль и диагностику конструкции и оборудования ракеты, автономного и автоматического при необходимости переключения на резервные приборы и элементы оборудования, автоматическую диагностику при подготовке ракеты к запуску и при испытаниях корабля.

На самой ракете не должно быть экипажа, чтобы не тратить массы на самих пилотов, систему аварийного спасения, средства управления и на обеспечение их жизнедеятельности. При использовании ракеты для выведения пилотируемых кораблей система аварийного спасения, средства ручного управления и сам экипаж будут входить в массу корабля.

Конструкция ракеты должна иметь высокую степень совершенства, с тем чтобы масса полезного груза составляла не менее 3–4 процентов от стартовой массы ракеты.

Возникает вопрос: а можно ли выполнить столь жесткие требования? Думаю, что это нелегко, но возможно, если ясно видеть цель и подчинять ей работу по созданию машины.

Сегодня представляются наиболее целесообразными три схемы многоразовых одноступенчатых ракет: с вертикальным взлетом и с вертикальной посадкой (чисто ракетная схема); с вертикальным взлетом и с самолетной посадкой (так сказать «крылатая ракета»); с горизонтальным взлетом и с самолетной посадкой (типа рассматривавшегося в семидесятые-восьмидесятые годы английского проекта «Хотолл»).

Последнюю схему можно назвать революционной. Ее идея исходит из желания преодолеть основной недостаток современных ракет: в баках ракеты размещается не только горючее, но и окислитель (и его приходится тоже разгонять), хотя часть полета проходит в плотных слоях атмосферы, где кислорода вполне достаточно и его вроде бы логично использовать. До последнего времени всерьез в этом направлении не работали. И это не случайно: для использования кислорода на ракете, помимо жидкостных ракетных двигателей (большая часть полета все же проходит вне плотных слоев атмосферы), нужно устанавливать воздушно-реактивные двигатели. А они гораздо тяжелее жидкостных ракетных двигателей с той же тягой. Сейчас представляется возможным создание воздушно-реактивных двигателей, работающих до скорости порядка 1500–1700 метров в секунду, что могло бы дать существенный выигрыш в массе носителя, если бы удалось создать достаточно легкий комбинированный двигатель, который на взлете и в плотных слоях атмосферы работал бы в режиме воздушно-реактивного двигателя, а далее — в режиме жидкостного реактивного двигателя.

Эти идеи и легли в основу английского проекта многоразового воздушно-космического самолета «Хотолл». Предполагалось, что этот самолет взлетает с аэродрома при скорости около шестисот километров в секунду с помощью специальной стартовой тележки-шасси, остающейся на земле, и затем совершает разгон до высоты около 25 километров при работе двигателя с забором кислорода из атмосферы. К этому моменту он должен был набирать скорость около 1600 метров в секунду.

В современной авиации самолеты с воздушно-реактивными двигателями (ВРД) развивают скорость примерно до 600–800 метров в секунду. Увеличить скорость аппарата с воздушно-реактивным двигателем можно только за счет увеличения скорости истечения струи газов из сопла двигателя, а этого можно добиться практически только за счет повышения давления в камере сгорания. Но повышение давления в ВРД можно обеспечить за счет повышения мощности компрессора на входе в двигатель, а следовательно, за счет увеличения мощности, затрачиваемой на его работу: круг замыкается.

Идея двигателя в проекте «Хотолл» заключалась в том, чтобы на сжатие воздуха перед его подачей в камеру сгорания тратить существенно меньше мощности, чем в обычном ВРД, за счет предварительного сжижения воздуха (путем охлаждения). Охлаждать воздух в двигателе «Хотолла» предполагалось в радиаторе за счет теплового обмена между воздухом и жидким водородом. После сжатия уже жидкого воздуха с помощью насосов (а работа сжатия жидкости значительно меньше работы сжатия газа) он вместе с горючим (водородом, сжатым до высокого давления еще в жидком состоянии) должен был подаваться в камеру сгорания. Такая схема и позволяла авторам проекта двигателя «Хотолла» рассчитывать на получение скорости истечения до величин порядка 1500–1600 метров в секунду и обеспечивать его использование в режиме ВРД до такой же скорости полета.

Далее полет должен был совершаться с использованием бортовых запасов кислорода. В качестве горючего на обоих участках полета предполагалось использовать жидкий водород. По проекту, при стартовой массе порядка 260 тонн, «Хотолл» должен был бы выводить на орбиту полезный груз весом около семи тонн, а затем возвращаться на Землю. Судя по сообщениям печати, работа над проектом прекращена: нет финансирования. О реальности проекта судить трудно, так как она определялась возможностью создания относительно легкого комбинированного двигателя, способного работать и в режиме воздушно-реактивного, и в режиме жидкостного реактивного двигателя, об устройстве которого практически никаких материалов не было опубликовано. Разработку двигателя вела известная английская фирма «Роллс-Ройс», известная отнюдь не только своими автомобилями, но и первыми эффективными и надежными воздушно-реактивными двигателями, что внушало определенное доверие к проекту.

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.

С целью снижения массы бак кислорода делается сферическим, а бак водорода цилиндрическим. На участке выведения на орбиту основные отсеки «Сивки» располагаются в следующем порядке: верхний конус (с космическим аппаратом), бак водорода, бак кислорода, нижний конус.

Чтобы ракета могла вернуться к точке старта через один оборот вокруг Земли, она должна в процессе возвращения совершить боковой маневр около 650 километров и для этого иметь аэродинамическое качество около 0,7–0,8, если плоскость орбиты наклонена к плоскости экватора под углом 51 градус, как это имеет место при выведении космических кораблей «Союз» и многих космических аппаратов. Если ракета должна вывести КА на орбиту с меньшим наклонением, то требуемое аэродинамическое качество может быть меньшим, но если наклонение больше, то и требуемое аэродинамическое качество увеличивается. А необходимость выведения космических аппаратов на орбиты с наклонением большим, чем 51 градус, легко просматривается, да и сейчас многие КА выводятся на орбиты с большими наклонениями.

То есть обнаруживается принципиальный недостаток варианта «Сивка» — малое аэродинамическое качество. Кроме того, можно отметить очень напряженную массовую сводку конструкции (при проведении оценок по схеме «Сивка» принимались весьма оптимистичные оценки по массам конструкции ракеты), сложность конструкции баков, посадочного устройства и теплового защитного покрытия.

Ракета-носитель с вертикальным взлетом и с самолетной посадкой может иметь достаточно большое аэродинамическое качество и, следовательно, достаточный маневр в боковом направлении, позволяющий ее использование не только при относительно малых наклонениях орбиты, но и для выведения КА на полярные и гелиосинхронные орбиты. Этот вариант отличается от ракет типа «Сивка» в лучшую сторону и тем, что не нужно иметь на борту топливо для торможения перед приземлением, уменьшается количество топлива на управление в процессе спуска с орбиты, так как по мере снижения начинают работать аэродинамические органы управления. Но зато придется вводить в конструкцию крылья, элероны, стабилизатор, аэродинамический щиток (для регулирования положения центра давления в процессе спуска), гидросистему управления с гидроприводами, тепловую защиту крыльев, шасси, ферму между баками, систему установки и отделения выводимого полезного груза и так далее.

К недостаткам крылатой ракеты относится ограничение стартовой массы величиной порядка 3000–4000 тонн.

Оценки, правда, достаточно приближенные, показывают, что крылатая ракета, стартующая вертикально, могла бы обеспечить выведение массы полезного груза около 2–3 процентов от стартовой массы ракеты.

Наверное, стоит поискать и другие варианты создания одноступенчатых многоразовых ракет-носителей, но если оставаться в пределах, понятных в смысле идей и технологий, более перспективной схемой сегодня мне представляется крылатая ракета с самолетной посадкой.

Что касается проблемы «ракеты и экология», то, конечно, разговоры обывателей о влиянии запусков ракет на погоду не имеют под собой никакой почвы, такой статистики нет. Зато почти не вызывает сомнений, что запуски ракет влияют на целостность озонового слоя, защищающего нас и все живое от воздействия ультрафиолетового излучения Солнца. Продукты сгорания ракетного топлива могут, при соответствующем их составе, становиться катализаторами процессов распада озона. Но продукты сгорания таких компонентов топлива, как кислород плюс керосин, кислород плюс водород, практически не влияют на стабильность озонового слоя. А вот продукты сгорания твердого топлива являются очень активными катализаторами процессов распада озона. И при каждом запуске твердотопливных ракет, и при запуске американской системы «Спейсшаттл», с ее твердотопливными ускорителями первой ступени, в озоновом слое образуется дыра, которая потом постепенно затягивается. Так что в принципе использование твердотопливных ракет, и в том числе системы «Спейсшаттл», является экологически вредным.

Экологически вредными являются токсичные компоненты топлива типа тетроксид азота плюс несимметричный диметилгидразин, которое используется в ракете «Протон». Продукты сгорания такого топлива также являются очень токсичными. Работы во время заправки ракет, использующих такие топлива, опасны для жизни и требуют большой осторожности. Районы падения первой и второй ступеней ракет «Протон» заражаются остатками компонентов топлива в падающих баках, и жить в этих районах опасно.

Дальше