Багаторазова ракета - носій.
Ракети - носії з вертикальним стартом навіть у майбутньому можуть виявитися більш вигідним засобом транспортування великих вантажів на навколоземну орбіту порівняно з горизонтально злітаючими апаратами, але на даний час вони бувають тільки одноразовими, крім хіба їхніх прискорювачів першого ступеня - і стає цікаво уявити собі, як могла б виглядати система забезпечення багаторазовості не тільки першого, але й другого ступеня такої ракети.
Потрібно зауважити, що при забезпеченні багаторазовості для другого ступеня ракети - носія потрібно не тільки реалізувати систему його м'якої посадки, але й забезпечити теплозахист цього ступеня при його гальмуванні від орбітальної або суборбітальної швидкості під час спуску в атмосфері. Наприклад, для ракети - носія Енергія було запропоновано спосіб повернення блоків і першого, і другого ступеня за рахунок оснащення їх крилами. Але ці крила та їхній теплозахист для великої ракети важитимуть багато, що відповідно зменшуватиме корисний вантаж; крім того, відсутність бокового розміщення корисного вантажу робить такий крилатий варіант ракети непридатним для виводу на орбіту великогабаритних вантажів, наприклад крилатого багаторазового космічного корабля. Хотілося б вигадати щось більш ефективне.
Коли я почав думати над проектом повністю багаторазової космічної ракети, то для початку згадав компоновку двоступеневої ракети, з двох крилатих ракетних ступенів із дельтавидними крилами по схемі низькоплану кожен, що з'єднувалися б пакетно, приєднені тими сторонами де знаходяться крила одне до одного (таку компоновку двоступеневого повністю багаторазового космічного корабля я бачив колись в дитинстві, у дитячій космічній енциклопедії). Однак, чим більше я над нею думав, тим більше вона мені не подобалась, особливо у варіанті важкої ракети - носія стотонного класу: обидва крилаті ступені виглядали чимось надто великим, крила важили б надто багато, особливо для другого ступеня, коли вони повинні бути ще й вкриті теплозахистом. Крім того, для мене була важливою загальна елегентність всієї ідеї: якщо ми проектуємо космічний літак, що повинен злітати зі зльотної смуги й сідати на неї - це одна справа; але якщо ми проектуємо не літак а ракету, що злітає вертикально з якоїсь цілком спеціальної споруди (космодром) - то навіщо забезпечувати спуск на крилах та посадку на злітну смугу? Адже це все одно уже не літак, одної лише злітної смуги для базування йому недостатньо, то навіщо тоді "літакова" посадка? Якщо планується злітати зі злітної смуги, то треба й приземлятись на злітну смугу; а якщо злітати зі спеціальної споруди вертикально - то й здійснювати посадку краще вертикально (можливо на парашутах), а не зі стандартного аеродрому як це роблять літаки.
Практично, це означає, що блоки першого ступеня можна рятувати просто на парашутах, забезпечивши якоюсь системою м'якої посадки; а для другого ступеня треба спочатку забезпечити можливість його гальмування в атмосфері від космічної швидкості (буде потрібен якийсь теплозахист), а потім - ті самі парашути та система м'якої посадки. Все це повинно важити значно менше, коштувати дешевше, і взагалі виглядати правильніше, аніж літакові крила для кожного ступеня.
На думку приходить досить просте рішення: якщо ми хочемо перетворити другий ступінь ракети - носія на спускний апарат, то можна просто спробувати підставити на етапі спуску деяке теплозахисне дно знизу під його блок двигунів, і тоді весь ступінь зможе здійснювати спуск в атмосфері, орієнтуючись за рахунок центровки блоком двигунів вперед (двигуни важать значно більше за пусті тонкостінні баки), і сприймаючи розжарюючий швидкісний потік повітря вказаним теплозахисним дном. Конструктивно це можна вирішити у наступний спосіб: теплозахисне дно у вигляді пласкої круглої кришки, діаметром трохи більшим за найбільший діаметр другого ступеня ракети, на етапі зльоту пристиковується до другого ступеня ракети на бокову сторону тонкостінного баку котрий формує собою фюзеляж цього ступеня, трохи вище від блоку двигунів, теплозахисним шаром назовні, на спеціальне кріплення, у спосіб щоб площина цієї пласкої круглої теплозахисної кришки була дотичною до циліндричної поверхні баку (для ракети - носія з боковим розміщенням вантажу - пристиковується з боку, протилежного до розміщеного вантажу), а після відпрацювання цього другого ступеня та відстиковки вантажу на орбіті - кришка перестиковується під блок двигунів, в такий спосіб щоб центральна вісь блоку другого ступеня ракети проходила через її центр і була нормальлю до її площини, щоби кришка повністю закривала собою двигуни знизу при спуску цього ступеня у атмосфері двигунами вперед (ця пласка кришка закриватиме собою блок двигунів тільки знизу; для захисту блоку двигунів з боків ці двигуни повинні бути конструктивно оточені несучою юбкою у вигляді поверхні втятого конуса з верхнім діаметром що співпадає з діаметром нижнього краю фюзеляжу другого ступеня ракети і є приєднаним до нього, та нижнім діаметром що є трохи більшим за нього, однак дещо меншим за діаметер теплозахисної кришки, на краї котрої, на етапі спуску, вказана юбка закріплюється та спирається своїм нижнім краєм, передаючи зусилля опору повітря від кришки цілій конструкції другого ступеня - зрозуміло, що по довжині ця юбка мусить виступати трохи нижче за краї двигунів). При цьому, задля покращення надійності теплозахисту, вигідно також зробити діаметр кришки дещо більшим за нижній діаметр юбки, щоб край кришки під час спуску трохи виступав за край юбки.
На етапі зльоту, теплозахисну кришку можна закріплювати і безпосередньо до циліндричної поверхні блоку другого ступеня ракети. Однак, ця кришка на етапі зльоту чинитиме додатковий аеродинамічний опір; тому, краще зробити її саму та її кріплення до ракетного ступеня щонайбільш обтічними. Для цього, саму теплозахисну кришку, круглу в плані, можна зробити в перерізі тонкою та сочевицеподібною, щоб на етапі зльоту вона, будучи приєднаною плоско до циліндричною поверхні другого ступеня, формувала собою обтічний аеродинамічний елемент (стабілізатор), що додатково стабілізував би ракету по тангажу. Також, кріплення цієї кришки до поверхні ракетного ступеня доцільно виконати у вигляді обтічного пілона, котрий дещо виступав би над циліндричною поверхнею ракетного ступеня; таким чином, цей пілон на етапі зльоту теж відігравав би роль аеродинамічного елемента (стабілізатора), що додатково стабілізував би ракету по рисканню; а разом із закріпленою на ньому кришкою, вони формували б Т - подібний стабілізатор, що під час зльоту стабілізував би ракету в двох площинах (а також служив би деякою противагою для корисного вантажу, закріпленого збоку ракети з протилежної сторони). Зрозуміло, на етапі спуску, пілон на котрому закріплювалася кришка буде виступати в омиваючий потік, можливо виступаючи навіть з аеродинамічної тіні закраїни теплозахисної кришки; тому, його необхідно вкрити додатковим теплозахистом. Крім того, цей пілон на етапі спуску буде дещо порушувати осесиметричну центровку, особливо важливу якщо ракетний ступінь при спуску, для стабілізації, обертається навколо повздовжньої осі; для вирівнювання центровки, треба простежити, щоб кріплення корисного вантажу, котрі знаходяться на протилежному боці ракетного ступеня, урівноважували масу цього пілона, і центр мас ракетного ступеня знаходився на його повздовжній осі. При виборі профіля для пілона важливо також врахувати, що на етапах зльоту та спуску повітряний потік омиває його в протилежних напрямах; тому, його профіль міг би бути симетричний, наприклад також сочевицеподібний, та щонайтонший - при умові, що стикувальний вузел на який кріпиться теплозахисна кришка зберігатиме необхідну міцність.
Для перестиковки теплозахисної кришки, що відбувається під час польоту у невагомості й за межами атмосфери, досить використати невеликі двигуни в самій кришці, що дозволять їй, після від'єднання від пілона, перелетіти вниз під блок двигунив та пристикуватись до нижнього края юбки. Для цього, всередині сочевицеподібного корпусу кришки мають бути зроблені також і баки з пальним для цих двигунів. Навігація кришки відносно другого ступеня ракети, коли вона облітатиме його для перестиковки, може здійснюватись, наприклад, радіомаяками, розміщеними на корпусі другого ступеня ракети. Саму перестиковку бажано зробити повністю автоматизованою, однак, це не виглядає аж таким складним, враховуючи, що перестиковка відбувається в вакуумі та в невагомості. Після перестиковки, нижній край юбки кріпиться до відповідного йому круглого обідка на зворотньому (менш теплозахисному) боці кришки; на цих обідках можуть бути розміщені по колу невеликі стикувальні кріплення, що міцно застопорять кришку в положенні для спуску й не дозволять їй зірватися під дією потоків повітря.
Взагалі кажучи, якщо ракетний ступінь, гальмуючись від (майже)космічної швидкості, спускається в атмосфері двигунами вперед, то теплозахисна кришка може бути йому навіть не обов'язково потрібна: адже внутрішня поверхня (сопел та камер згоряння) ракетних двигунів розрахована витримувати жар від згораючого палива, а всі решта участки дна ракетного ступеня, крім внутрішньої поверхні ракетних двигунів, можна теплозахистити без перестикувальної кришки (це краще тим, що конструкція стає простішою, а крім того, для перестикування необхідно щоб ступінь достатній час знаходився у вакуумі та невагомості). Тому, можливо, з часом вдасться зробити навіть такі двигуни, що витримуватимуть спуск в атмосфері взагалі без теплозахисної кришки, хоч поки що реалізувати цей варіант видається надто складним.
Зрозуміло, що на етапі спуску ця система потребує стабілізації, аби потік повітря був напрямлений паралельно повздовжній осі другого ступеня ракети. Для цього, можливо, було б вигідним щоб другий ступінь ракети задля стабілізації обертався навколо повздовжньої осі, наприклад за рахунок розкрутки двигунами стабілізації (зрозуміло, перед відкриванням парашутів це обертання треба якось погасити, та й невідомо чи воно виявиться взагалі потрібне). Крім того, видається доцільним створити систему аеродинамічної стабілізації з декількох розкривних (поворотних) решітчатих стабілізаторів - панелей (або плоских лопастей), котрі закріплювалися б навколо фюзеляжу, на верху другого ступеня. Кожна решітчата панель на етапі зльоту приєднується прилегло до фюзеляжу на поворотному кріпленні зверху та стопорі знизу, і не чинить аеродинамічного опору, а на етапі спуску стопор відкривається, панелі повертаються приблизно на 135 градусів угору і формують решітчатий стабілізатор, схожий на волан для бадмінтону. Решітчаті панелі стабілізатора не дуже нагружені аеродинамічно, але їх потрібно зробити максимально теплозахищеними. Крім того, ці решітчаті панелі потрібно виконати так, щоб аеродинамічні площини решітчатих елементів, що їх формують, були у розкритому положенні стабілізатора паралельні до осі другого ступеня ракети.
Посадку такої системи найкраще здійснювати на парашутах, так само як і посадку її блоків першого ступеня. Для пом'якшення удару ракетного блоку об земну поверхню, можна використовувати надувні мішки, котрі відкриваються з блоку перед посадкою (не пам'ятаю, звідки я знав цей спосіб пом'якшувати посадку космічних апаратів, такі повітряні мішки - ідея не моя; це не дуже надійно, блок згинається між мішками й може пошкодитись, а по всій поверхні блоку їх не зробиш), або підхоплювати блоки вертольотом поки вони ще в повітрі під парашутом (на жаль, для важкої ракети доведеться робити спеціальний надважкий вертоліт, що надто дорого; через більш ніж десяток років після того як цей проект було мною продумано, я узнав що в СРСР вивчали таку можливість), або засіювати поля для посадки блоків спеціально підібраним м'яким чагарником чи дуже високою травою, що пом'якшувало би їх приземлення, не обтяжуючи ракетні блоки зайвим обладнанням (ця ідея - моя, хоч може не найкраща; доведеться відводити досить великі площі під посадку, і невідомо наскільки вдасться підібрати відповідний тип рослин щоб не було пошкоджень ракетних блоків). Тому, після обдумування цих варіантів, я прийшов до висновку що найкраще здійснювати посадку ракетних блоків на воду: наприклад в Україні можна було б для цього використати одне з великих водосховищ на Дніпрі (тоді космодром треба будувати приблизно на відстані 450 кілометрів на захід). Для більш надійного потрапляння ракетних блоків у відносно невелике водосховище можна застосувати планеруючі парашути, ще одною перевагою яких є можливість мінімізувати маневром вгору горизонтальну швидкість перед самим торканням води. Для збільшення механічної міцності на всіх етапах посадки баки блоків першого та другого ступеня повинні знаходитися під тиском.
І для центрального блоку, і для блоків першого ступеня парашути доцільно зберігати у розкривних контейнерах на самому вершечку носового звуження ракетного блоку (бак закруглюється нижче, далі до хвоста ракети). Оскільки двигуни значно важчі за решту фюзеляжу ракети, цей спосіб дозволяє найкраще стабілізувати ракетний блок під час витягання малого гальмівного парашута й початкового гальмування ракетного блоку під ним. Потім, цей малий парашут має витягати уже великий основний, планеруючий парашут (для блоку другого ступеня, під час початкового гальмування малим парашутом, решітчаті стабілізатори повинні скластися знову в початкове, прилегле до фюзеляжу положення, і стати на стопори). Для блоків першого ступеня, основний парашут краще потім перечеплювати так, щоб ракетний блок першого ступеня в результаті висів під ним не вертикально, вниз двигунами, а майже горизонтально, хвостом з двигунами трошки вище, а носовою частиною трошки нижче (для цього, на внутрішній, прилеглій до другого ступеня стороні бокового блоку, треба прокласти канавку з необхідним для перечеплювання тросом); під час планерування, оскільки двигуни важчі, блок під дією опору повітря розвернеться носовою частиною назад й двигунами вперед, причому сторона блоку з двигунами повинна висіти дещо вище; в такому положенні, під планеруючим парашутом, торкання води можна здійснити найм'якше, фюзеляж блоку зіграє роль наче водяної лижі, що майже без поштовху торкнеться води з деякою горизонтальною швидкістю, потім зануриться у воду глибше й м'яко погасить швидкість (якщо приземлятись на поле засіяне зм'якшуючими рослинами, маневр повинен бути трохи інший, тоді парашут повинен мінімізувати також і горизонтальну швидкість). Для центрального блоку (другого ступеня), парашут перечіпляти, напевне, не вийде: блок повинен бути осесиметричним, а його поверхня вкрита теплозахистом, і канавку для тросика прокласти неможливо. Тому, блок другого ступеня має до самої посадки висіти під планеруючим парашутом вертикально, двигунами вниз. Відповідно, планеруючий парашут повинен бути більшим, і перед самим торканням поверхні може бути потрібно задіяти малі твердопаливні двигуни м'якої посадки (як це робиться при десантуванні бронетехніки).
Додаткові засоби для забезпечення багаторазовості всіх блоків ракети Енергія збільшать їх масу. Тому, здавалося б, для існуючого масштабу ракети (в першу чергу, для існуючих двигунів) доведеться зменшити її корисне навантаження. Однак, я маю ще одну ідею, як можна було б покращити масову ефективність цієї ракети, і таким чином, навіть при додаткових навантаженнях у вигляді засобів забезпечення багаторазовості, все таки зберегти те саме корисне навантаження - або, якщо його й зменшувати, то зовсім ненабагато (дуже хотілося б, щоб повністю багаторазова Енергія по зовнішньому вигляду не надто відрізнялася від початкової, а конструктивно - була б її глибокою модернізацією, при максимальному збереженні усіх попередніх розробок). Мова йде про більш оптимальне взаємне розміщення баків палива й окислювача, що забезпечить кращу масову ефективність порівняно з початковою ракетою Енергія, а отже, ця економія маси дозволить додати засоби забезпечення багаторазовості, (майже) не зменшуючи корисної нагрузки.
В сучасних ракетах, зокрема і в Енергії, прийнято розміщувати баки палива й окислювача один за одним, "тандемом" (тобто один над одним, якщо прийняти що ракета стоїть вертикально). Це розміщення виглядає правильним для невеликих ракет, особливо якщо корисний вантаж у них розміщено на носі перед баками (тобто зверху над верхнім баком, якщо ракета стоїть вертикально). В польоті, вся конструкція фюзеляжу ракети, тобто і бак палива, і бак окислювача, повинні сприймати вагу корисного вантажа, а отже, вони все одно повинні бути розраховані витримувати досить велике навантаження вниз по осі ракети (це тим більш вірно для перших ступенів ракет з тандемною, а не пакетною як в Енергії, компоновкою - тоді, для першого ступеня, таким корисним вантажем, чию масу повинні витримувати баки палива та окислювача, є цілий другий та наступні ступені й корисний вантаж). І це створило відповідну інерцію мислення, що інакше компонувати баки ракети неможливо. Однак, оскільки ракета Енергія має пакетну компоновку та бокове розміщення корисного вантажа, в польоті її носовий бак (палива) не повинен сприймати взагалі ніякої нагрузки над собою (окрім аеродинамічної), а хвостовий бак (окислювача) сприймає тільки нагрузку носового баку, що спирається прямо на нього через перехідник. Чи не можна, в такому випадку, вигадати краще взаємне розміщення баків палива та окислювача?
Уявімо для початку (це тільки метод міркувань), що для цієї ракети винайшли б однокомпонентне паливо (одночасно паливо й окислювач), котре було б достатньо ефективним. В такому випадку, цілий фюзеляж центрального блоку (зрештою, те саме й для бокових) складався б з одного великого баку, що тримав би свою форму під внутрішнім тиском, сприймав би вагу палива силовою конструкцією від блоку двигунів, а тонкі стінки його працювали б майже тільки на розтяг: зверху над ним в польоті не було б нічого, що створювало б нагрузку (окрім аеродинамічної), і це дозволило б дуже полегшити конструкцію фюзеляжу ракети. Тобто, однокомпонентне паливо дозволило б уникнути неприємної ситуації, коли при напівпорожніх баках, верхній (носовий) бак продовжує тиснути на нижній (хвостовий) бак всім залишком палива що в ньому залишилось - така ситуація вимагає значно більш жорстких баків, тоді як при однокомпонентному баку все паливо знаходиться внизу й тисне вниз, бокові стінки баку працюють майже тільки на розтяг, а зверху - тільки порожнина пустого простору бака, котра не мусить сприймати ніякої нагрузки, окрім аеродинамічної.
А зараз, спробуймо подумати, чи не можна вигадати таке взаємне розміщення баків палива й окислювача, щоб зберігалася оця надзвичайно виграшна перевага, коли один напівпорожній бак не повинен нести над собою другий. Зрештою, що таке двокомпонентне паливо? Компоненти палива витрачаються одночасно, пропорційно одна до одної. Уявімо, якби в цей загальний бак для однокомпонентоного палива ми поставили тонку вертикальну перетинку, розділивши його об'єм на дві частини. Якщо залити в одну з них паливо, а в другу окислювач, то ми збережемо бажану нам ефективність по масі, бо паливо й окислювач будуть завжди знизу, а зверху над ними буде порожнеча використаного пустого об'єму бака, тобто тільки його стінки, а вони важать мало (зрозуміло, там буде не зовсім порожнеча, буде наприклад якийсь газоподібний гелій, для підтримання необхідного тиску щоб тримати форму під аеродинамічним тиском повітря, та він важитиме дуже мало). Важливо також і те, що рівень палива у відділенні палива буде постійно співпадати з рівнем окислювача у відділенні окислювача - а це значить, що вертикальну перетинку між відділеннями палива та окислювача можна буде зробити дуже легкою, вона тільки не дозволяє змішуватися компонентам палива, не сприймаючи майже ніякої нагрузки.
Оскільки співвідношення об'ємів палива та окислювача не рівне одиниці, вертикальну перетинку між відділеннями не вдасться зробити так, щоб вона була площиною та проходила рівно посередині, ділячи об'єм фюзеляжа ракети на дві рівні половини. Паливо від окислювача треба відділити якось інакше, бажано - зберігаючи осьову симетрічність фюзеляжу ракети. Наприклад, баки палива та окислювача можна зробити коаксіальними, коли перетинка між відділеннями палива та окислювача буде мати вигляд циліндра з меншим діаметром, вставленого у фюзеляж ракети, також циліндричний однак з більшим діаметром. Всередині меншого циліндра буде, наприклад, паливо, а між більшим та меншим циліндрами - окислювач. Зрозуміло, форму носових та хвостових закінцівок цих коаксіальних баків треба зробити такою, щоб вона зберігалася під тиском, щоб рівень палива підтримувався (по можливості) постійно однаковим з рівнем окислювача, і щоб стінки баків працювали майже тільки на розтяг. Хвостову закінцівку внутрішнього циліндра можна зробити у вигляді напівсфери, а зовнішнього циліндра - у вигляді напівтора (півбублика); носову закінцівку зовнішнього циліндра можна зробити по тій самій формі, що прийнята для носової частини початкової ракети Енергія, обтічного оживального тіла обертання, а внутрішнього циліндра - такого самого тіла обертання, тільки співрозмірно вужчого. В такому випадку, рівень палива буде завжди співпадати з рівнем окислювача; також, тиск у внутрішньому баку (палива) має бути більший за тиск у зовнішньому баку (окислювача), щоб внутрішній бак добре тримав форму, та посилював загальну жорсткість фюзеляжу ракети.
Для бокових блоків (першого ступеня), баки можна зробити так само, це також повинно покращити масову ефективність. Єдина різниця - можливо, внутрішній циліндричний бак треба розмістити не коаксіально (по центру), а максимально зміщеним в сторону, до центрального блоку, й прилеглим (прикріпленим) боковою поверхнею до повздвжньої лінії, по котрій зі зворотньої сторони боковий блок торкається центрального блока (другого ступеня), відповідно змінивши й закінцівки (про хвостову закінцівку я тоді не думав, та зрештою, як її виконати очевидно з вищесказаного). Крім того, всередині баків, особливо центрального блоку, можуть знаходитися якісь силові конструкції, наприклад до яких кріпиться корисний вантаж. За підказкою (може, я й сам ще тоді про таке думав, на жаль не пам'ятаю) між стінками внутрішнього та зовнішнього циліндричних баків можна встановити додаткові вертикальні мембрани, що йтимуть радіально від внутрішнього до зовнішнього циліндра, додатково посилюючи конструкцію, й заважатимуть окислювачу неконтрольовано переливатися всередині бака.
Найближчим прототипом такого розміщення баків можна було б вважати, напевне, розміщення баків палива й окислювача в першому ступені ракети Протон, конструкції Володимира Миколайовича Челомея. У ньому також зберігається постійне, на протязі польоту, співпадіння рівня палива та окислювача в досить незвично скомпонованих баках; однак, технічний результат там дещо інший, оскільки перший ступінь Протона сприймає на себе вагу усієї решта ракети (коли я винаходив вищевказане розміщення баків для ракети Енергія, про специфічну компоновку баків Протона я не знав).
Це винайдене мною розміщення баків ракети, коли її фюзеляж тримає форму тільки під внутрішнім тиском в баках, стінки котрих працюють тільки на розтяг, наводить на думку що масову ефективність ракети можна було б дуже покращити, а якщо повертальна маса менша, то й засоби повернення на землю важили б, відповідно, теж менше. І тоді, в мене виникла ще одна думка, котра можливо не може бути реалізована при сучасних матеріалах, однак може виявитися корисною в майбутньому. Оскільки внутрішній тиск в ракетних баках можна забезпечувати гелієм, котрий значно легший за повітря - чи не було б можливим зробити ракетний ступінь настільки легким, щоб він без палива виявився легшим за повітря, наче дирижабль? Це дозволило б обійтися при його поверненні взагалі без парашутів: після спуску в атмосфері, пустий ракетний ступінь просто зависав би в повітрі, і його було б можна підхопити й буксирувати звичайним вертольотом.
Подібно до інших моїх винаходів та ідей, цей винахід став відомим іншим людям улітку 2005 року, і я готовий підтвердити авторство та пріоритет на сучасному варіанті детектора брехні (підпорогові запитання, неусвідомлювані відповіді, але без анінайменшої підконтрольності).
Це ніби все; та за підказкою дівчат з моєї команди, цей винахід можна поєднати з ідеєю про дозаправку ракети - носія на орбіті. Це дозволить повністю використати переваги ідеї про дозаправку ракети - носія, і досягнути на такій системі високих навколоземних орбіт, а також транспортувати важкі вантажі до Місяця або навіть до інших планет Сонячної системи. Більш конкретно, можна було б зробити три варіанти блоку другого ступеня багаторазової ракети, наприклад, обравши за базовий варіант важку ракету - носій Енергія: варіант з кріогенними двигунами другого ступеня без дозаправки - для транспортування найважчих вантажів на орбіту без дозаправки ракети - носія; варіант з двигунами на уніфікованому висококиплячому паливі для транспортування вантажів та палива з багатократними та багатоступеневими дозаправками на високі орбіти та міжпланетні траекторії; варіант з двигунами на уніфікованому висококиплячому паливі та додатковим теплозахистом паливних баків від сонячного проміння в космосі, для накопичення і транспортування палива, тобто для використання в ролі космічних танкерів. Така система з трьох типів багаторазового блоку другого ступеня та уніфікованими багаторазовими блоками першого ступеня уможливить організацію транспортування уніфікованого висококиплячого палива та великих вантажів на високі та низькі опорні орбіти навколо Землі, Місяця, Марсу, інших планет Сонячної системи, на геостаціонарну орбіту, в точки лібрації та інше. Ця система може поєднуватися також і з іншими багаторазовими системами котрі використовують ідею дозаправки ракети - носія (на цю тему в наступному записі).
Потрібно зауважити, що при забезпеченні багаторазовості для другого ступеня ракети - носія потрібно не тільки реалізувати систему його м'якої посадки, але й забезпечити теплозахист цього ступеня при його гальмуванні від орбітальної або суборбітальної швидкості під час спуску в атмосфері. Наприклад, для ракети - носія Енергія було запропоновано спосіб повернення блоків і першого, і другого ступеня за рахунок оснащення їх крилами. Але ці крила та їхній теплозахист для великої ракети важитимуть багато, що відповідно зменшуватиме корисний вантаж; крім того, відсутність бокового розміщення корисного вантажу робить такий крилатий варіант ракети непридатним для виводу на орбіту великогабаритних вантажів, наприклад крилатого багаторазового космічного корабля. Хотілося б вигадати щось більш ефективне.
Коли я почав думати над проектом повністю багаторазової космічної ракети, то для початку згадав компоновку двоступеневої ракети, з двох крилатих ракетних ступенів із дельтавидними крилами по схемі низькоплану кожен, що з'єднувалися б пакетно, приєднені тими сторонами де знаходяться крила одне до одного (таку компоновку двоступеневого повністю багаторазового космічного корабля я бачив колись в дитинстві, у дитячій космічній енциклопедії). Однак, чим більше я над нею думав, тим більше вона мені не подобалась, особливо у варіанті важкої ракети - носія стотонного класу: обидва крилаті ступені виглядали чимось надто великим, крила важили б надто багато, особливо для другого ступеня, коли вони повинні бути ще й вкриті теплозахистом. Крім того, для мене була важливою загальна елегентність всієї ідеї: якщо ми проектуємо космічний літак, що повинен злітати зі зльотної смуги й сідати на неї - це одна справа; але якщо ми проектуємо не літак а ракету, що злітає вертикально з якоїсь цілком спеціальної споруди (космодром) - то навіщо забезпечувати спуск на крилах та посадку на злітну смугу? Адже це все одно уже не літак, одної лише злітної смуги для базування йому недостатньо, то навіщо тоді "літакова" посадка? Якщо планується злітати зі злітної смуги, то треба й приземлятись на злітну смугу; а якщо злітати зі спеціальної споруди вертикально - то й здійснювати посадку краще вертикально (можливо на парашутах), а не зі стандартного аеродрому як це роблять літаки.
Практично, це означає, що блоки першого ступеня можна рятувати просто на парашутах, забезпечивши якоюсь системою м'якої посадки; а для другого ступеня треба спочатку забезпечити можливість його гальмування в атмосфері від космічної швидкості (буде потрібен якийсь теплозахист), а потім - ті самі парашути та система м'якої посадки. Все це повинно важити значно менше, коштувати дешевше, і взагалі виглядати правильніше, аніж літакові крила для кожного ступеня.
На думку приходить досить просте рішення: якщо ми хочемо перетворити другий ступінь ракети - носія на спускний апарат, то можна просто спробувати підставити на етапі спуску деяке теплозахисне дно знизу під його блок двигунів, і тоді весь ступінь зможе здійснювати спуск в атмосфері, орієнтуючись за рахунок центровки блоком двигунів вперед (двигуни важать значно більше за пусті тонкостінні баки), і сприймаючи розжарюючий швидкісний потік повітря вказаним теплозахисним дном. Конструктивно це можна вирішити у наступний спосіб: теплозахисне дно у вигляді пласкої круглої кришки, діаметром трохи більшим за найбільший діаметр другого ступеня ракети, на етапі зльоту пристиковується до другого ступеня ракети на бокову сторону тонкостінного баку котрий формує собою фюзеляж цього ступеня, трохи вище від блоку двигунів, теплозахисним шаром назовні, на спеціальне кріплення, у спосіб щоб площина цієї пласкої круглої теплозахисної кришки була дотичною до циліндричної поверхні баку (для ракети - носія з боковим розміщенням вантажу - пристиковується з боку, протилежного до розміщеного вантажу), а після відпрацювання цього другого ступеня та відстиковки вантажу на орбіті - кришка перестиковується під блок двигунів, в такий спосіб щоб центральна вісь блоку другого ступеня ракети проходила через її центр і була нормальлю до її площини, щоби кришка повністю закривала собою двигуни знизу при спуску цього ступеня у атмосфері двигунами вперед (ця пласка кришка закриватиме собою блок двигунів тільки знизу; для захисту блоку двигунів з боків ці двигуни повинні бути конструктивно оточені несучою юбкою у вигляді поверхні втятого конуса з верхнім діаметром що співпадає з діаметром нижнього краю фюзеляжу другого ступеня ракети і є приєднаним до нього, та нижнім діаметром що є трохи більшим за нього, однак дещо меншим за діаметер теплозахисної кришки, на краї котрої, на етапі спуску, вказана юбка закріплюється та спирається своїм нижнім краєм, передаючи зусилля опору повітря від кришки цілій конструкції другого ступеня - зрозуміло, що по довжині ця юбка мусить виступати трохи нижче за краї двигунів). При цьому, задля покращення надійності теплозахисту, вигідно також зробити діаметр кришки дещо більшим за нижній діаметр юбки, щоб край кришки під час спуску трохи виступав за край юбки.
На етапі зльоту, теплозахисну кришку можна закріплювати і безпосередньо до циліндричної поверхні блоку другого ступеня ракети. Однак, ця кришка на етапі зльоту чинитиме додатковий аеродинамічний опір; тому, краще зробити її саму та її кріплення до ракетного ступеня щонайбільш обтічними. Для цього, саму теплозахисну кришку, круглу в плані, можна зробити в перерізі тонкою та сочевицеподібною, щоб на етапі зльоту вона, будучи приєднаною плоско до циліндричною поверхні другого ступеня, формувала собою обтічний аеродинамічний елемент (стабілізатор), що додатково стабілізував би ракету по тангажу. Також, кріплення цієї кришки до поверхні ракетного ступеня доцільно виконати у вигляді обтічного пілона, котрий дещо виступав би над циліндричною поверхнею ракетного ступеня; таким чином, цей пілон на етапі зльоту теж відігравав би роль аеродинамічного елемента (стабілізатора), що додатково стабілізував би ракету по рисканню; а разом із закріпленою на ньому кришкою, вони формували б Т - подібний стабілізатор, що під час зльоту стабілізував би ракету в двох площинах (а також служив би деякою противагою для корисного вантажу, закріпленого збоку ракети з протилежної сторони). Зрозуміло, на етапі спуску, пілон на котрому закріплювалася кришка буде виступати в омиваючий потік, можливо виступаючи навіть з аеродинамічної тіні закраїни теплозахисної кришки; тому, його необхідно вкрити додатковим теплозахистом. Крім того, цей пілон на етапі спуску буде дещо порушувати осесиметричну центровку, особливо важливу якщо ракетний ступінь при спуску, для стабілізації, обертається навколо повздовжньої осі; для вирівнювання центровки, треба простежити, щоб кріплення корисного вантажу, котрі знаходяться на протилежному боці ракетного ступеня, урівноважували масу цього пілона, і центр мас ракетного ступеня знаходився на його повздовжній осі. При виборі профіля для пілона важливо також врахувати, що на етапах зльоту та спуску повітряний потік омиває його в протилежних напрямах; тому, його профіль міг би бути симетричний, наприклад також сочевицеподібний, та щонайтонший - при умові, що стикувальний вузел на який кріпиться теплозахисна кришка зберігатиме необхідну міцність.
Для перестиковки теплозахисної кришки, що відбувається під час польоту у невагомості й за межами атмосфери, досить використати невеликі двигуни в самій кришці, що дозволять їй, після від'єднання від пілона, перелетіти вниз під блок двигунив та пристикуватись до нижнього края юбки. Для цього, всередині сочевицеподібного корпусу кришки мають бути зроблені також і баки з пальним для цих двигунів. Навігація кришки відносно другого ступеня ракети, коли вона облітатиме його для перестиковки, може здійснюватись, наприклад, радіомаяками, розміщеними на корпусі другого ступеня ракети. Саму перестиковку бажано зробити повністю автоматизованою, однак, це не виглядає аж таким складним, враховуючи, що перестиковка відбувається в вакуумі та в невагомості. Після перестиковки, нижній край юбки кріпиться до відповідного йому круглого обідка на зворотньому (менш теплозахисному) боці кришки; на цих обідках можуть бути розміщені по колу невеликі стикувальні кріплення, що міцно застопорять кришку в положенні для спуску й не дозволять їй зірватися під дією потоків повітря.
Взагалі кажучи, якщо ракетний ступінь, гальмуючись від (майже)космічної швидкості, спускається в атмосфері двигунами вперед, то теплозахисна кришка може бути йому навіть не обов'язково потрібна: адже внутрішня поверхня (сопел та камер згоряння) ракетних двигунів розрахована витримувати жар від згораючого палива, а всі решта участки дна ракетного ступеня, крім внутрішньої поверхні ракетних двигунів, можна теплозахистити без перестикувальної кришки (це краще тим, що конструкція стає простішою, а крім того, для перестикування необхідно щоб ступінь достатній час знаходився у вакуумі та невагомості). Тому, можливо, з часом вдасться зробити навіть такі двигуни, що витримуватимуть спуск в атмосфері взагалі без теплозахисної кришки, хоч поки що реалізувати цей варіант видається надто складним.
Зрозуміло, що на етапі спуску ця система потребує стабілізації, аби потік повітря був напрямлений паралельно повздовжній осі другого ступеня ракети. Для цього, можливо, було б вигідним щоб другий ступінь ракети задля стабілізації обертався навколо повздовжньої осі, наприклад за рахунок розкрутки двигунами стабілізації (зрозуміло, перед відкриванням парашутів це обертання треба якось погасити, та й невідомо чи воно виявиться взагалі потрібне). Крім того, видається доцільним створити систему аеродинамічної стабілізації з декількох розкривних (поворотних) решітчатих стабілізаторів - панелей (або плоских лопастей), котрі закріплювалися б навколо фюзеляжу, на верху другого ступеня. Кожна решітчата панель на етапі зльоту приєднується прилегло до фюзеляжу на поворотному кріпленні зверху та стопорі знизу, і не чинить аеродинамічного опору, а на етапі спуску стопор відкривається, панелі повертаються приблизно на 135 градусів угору і формують решітчатий стабілізатор, схожий на волан для бадмінтону. Решітчаті панелі стабілізатора не дуже нагружені аеродинамічно, але їх потрібно зробити максимально теплозахищеними. Крім того, ці решітчаті панелі потрібно виконати так, щоб аеродинамічні площини решітчатих елементів, що їх формують, були у розкритому положенні стабілізатора паралельні до осі другого ступеня ракети.
Посадку такої системи найкраще здійснювати на парашутах, так само як і посадку її блоків першого ступеня. Для пом'якшення удару ракетного блоку об земну поверхню, можна використовувати надувні мішки, котрі відкриваються з блоку перед посадкою (не пам'ятаю, звідки я знав цей спосіб пом'якшувати посадку космічних апаратів, такі повітряні мішки - ідея не моя; це не дуже надійно, блок згинається між мішками й може пошкодитись, а по всій поверхні блоку їх не зробиш), або підхоплювати блоки вертольотом поки вони ще в повітрі під парашутом (на жаль, для важкої ракети доведеться робити спеціальний надважкий вертоліт, що надто дорого; через більш ніж десяток років після того як цей проект було мною продумано, я узнав що в СРСР вивчали таку можливість), або засіювати поля для посадки блоків спеціально підібраним м'яким чагарником чи дуже високою травою, що пом'якшувало би їх приземлення, не обтяжуючи ракетні блоки зайвим обладнанням (ця ідея - моя, хоч може не найкраща; доведеться відводити досить великі площі під посадку, і невідомо наскільки вдасться підібрати відповідний тип рослин щоб не було пошкоджень ракетних блоків). Тому, після обдумування цих варіантів, я прийшов до висновку що найкраще здійснювати посадку ракетних блоків на воду: наприклад в Україні можна було б для цього використати одне з великих водосховищ на Дніпрі (тоді космодром треба будувати приблизно на відстані 450 кілометрів на захід). Для більш надійного потрапляння ракетних блоків у відносно невелике водосховище можна застосувати планеруючі парашути, ще одною перевагою яких є можливість мінімізувати маневром вгору горизонтальну швидкість перед самим торканням води. Для збільшення механічної міцності на всіх етапах посадки баки блоків першого та другого ступеня повинні знаходитися під тиском.
І для центрального блоку, і для блоків першого ступеня парашути доцільно зберігати у розкривних контейнерах на самому вершечку носового звуження ракетного блоку (бак закруглюється нижче, далі до хвоста ракети). Оскільки двигуни значно важчі за решту фюзеляжу ракети, цей спосіб дозволяє найкраще стабілізувати ракетний блок під час витягання малого гальмівного парашута й початкового гальмування ракетного блоку під ним. Потім, цей малий парашут має витягати уже великий основний, планеруючий парашут (для блоку другого ступеня, під час початкового гальмування малим парашутом, решітчаті стабілізатори повинні скластися знову в початкове, прилегле до фюзеляжу положення, і стати на стопори). Для блоків першого ступеня, основний парашут краще потім перечеплювати так, щоб ракетний блок першого ступеня в результаті висів під ним не вертикально, вниз двигунами, а майже горизонтально, хвостом з двигунами трошки вище, а носовою частиною трошки нижче (для цього, на внутрішній, прилеглій до другого ступеня стороні бокового блоку, треба прокласти канавку з необхідним для перечеплювання тросом); під час планерування, оскільки двигуни важчі, блок під дією опору повітря розвернеться носовою частиною назад й двигунами вперед, причому сторона блоку з двигунами повинна висіти дещо вище; в такому положенні, під планеруючим парашутом, торкання води можна здійснити найм'якше, фюзеляж блоку зіграє роль наче водяної лижі, що майже без поштовху торкнеться води з деякою горизонтальною швидкістю, потім зануриться у воду глибше й м'яко погасить швидкість (якщо приземлятись на поле засіяне зм'якшуючими рослинами, маневр повинен бути трохи інший, тоді парашут повинен мінімізувати також і горизонтальну швидкість). Для центрального блоку (другого ступеня), парашут перечіпляти, напевне, не вийде: блок повинен бути осесиметричним, а його поверхня вкрита теплозахистом, і канавку для тросика прокласти неможливо. Тому, блок другого ступеня має до самої посадки висіти під планеруючим парашутом вертикально, двигунами вниз. Відповідно, планеруючий парашут повинен бути більшим, і перед самим торканням поверхні може бути потрібно задіяти малі твердопаливні двигуни м'якої посадки (як це робиться при десантуванні бронетехніки).
Додаткові засоби для забезпечення багаторазовості всіх блоків ракети Енергія збільшать їх масу. Тому, здавалося б, для існуючого масштабу ракети (в першу чергу, для існуючих двигунів) доведеться зменшити її корисне навантаження. Однак, я маю ще одну ідею, як можна було б покращити масову ефективність цієї ракети, і таким чином, навіть при додаткових навантаженнях у вигляді засобів забезпечення багаторазовості, все таки зберегти те саме корисне навантаження - або, якщо його й зменшувати, то зовсім ненабагато (дуже хотілося б, щоб повністю багаторазова Енергія по зовнішньому вигляду не надто відрізнялася від початкової, а конструктивно - була б її глибокою модернізацією, при максимальному збереженні усіх попередніх розробок). Мова йде про більш оптимальне взаємне розміщення баків палива й окислювача, що забезпечить кращу масову ефективність порівняно з початковою ракетою Енергія, а отже, ця економія маси дозволить додати засоби забезпечення багаторазовості, (майже) не зменшуючи корисної нагрузки.
В сучасних ракетах, зокрема і в Енергії, прийнято розміщувати баки палива й окислювача один за одним, "тандемом" (тобто один над одним, якщо прийняти що ракета стоїть вертикально). Це розміщення виглядає правильним для невеликих ракет, особливо якщо корисний вантаж у них розміщено на носі перед баками (тобто зверху над верхнім баком, якщо ракета стоїть вертикально). В польоті, вся конструкція фюзеляжу ракети, тобто і бак палива, і бак окислювача, повинні сприймати вагу корисного вантажа, а отже, вони все одно повинні бути розраховані витримувати досить велике навантаження вниз по осі ракети (це тим більш вірно для перших ступенів ракет з тандемною, а не пакетною як в Енергії, компоновкою - тоді, для першого ступеня, таким корисним вантажем, чию масу повинні витримувати баки палива та окислювача, є цілий другий та наступні ступені й корисний вантаж). І це створило відповідну інерцію мислення, що інакше компонувати баки ракети неможливо. Однак, оскільки ракета Енергія має пакетну компоновку та бокове розміщення корисного вантажа, в польоті її носовий бак (палива) не повинен сприймати взагалі ніякої нагрузки над собою (окрім аеродинамічної), а хвостовий бак (окислювача) сприймає тільки нагрузку носового баку, що спирається прямо на нього через перехідник. Чи не можна, в такому випадку, вигадати краще взаємне розміщення баків палива та окислювача?
Уявімо для початку (це тільки метод міркувань), що для цієї ракети винайшли б однокомпонентне паливо (одночасно паливо й окислювач), котре було б достатньо ефективним. В такому випадку, цілий фюзеляж центрального блоку (зрештою, те саме й для бокових) складався б з одного великого баку, що тримав би свою форму під внутрішнім тиском, сприймав би вагу палива силовою конструкцією від блоку двигунів, а тонкі стінки його працювали б майже тільки на розтяг: зверху над ним в польоті не було б нічого, що створювало б нагрузку (окрім аеродинамічної), і це дозволило б дуже полегшити конструкцію фюзеляжу ракети. Тобто, однокомпонентне паливо дозволило б уникнути неприємної ситуації, коли при напівпорожніх баках, верхній (носовий) бак продовжує тиснути на нижній (хвостовий) бак всім залишком палива що в ньому залишилось - така ситуація вимагає значно більш жорстких баків, тоді як при однокомпонентному баку все паливо знаходиться внизу й тисне вниз, бокові стінки баку працюють майже тільки на розтяг, а зверху - тільки порожнина пустого простору бака, котра не мусить сприймати ніякої нагрузки, окрім аеродинамічної.
А зараз, спробуймо подумати, чи не можна вигадати таке взаємне розміщення баків палива й окислювача, щоб зберігалася оця надзвичайно виграшна перевага, коли один напівпорожній бак не повинен нести над собою другий. Зрештою, що таке двокомпонентне паливо? Компоненти палива витрачаються одночасно, пропорційно одна до одної. Уявімо, якби в цей загальний бак для однокомпонентоного палива ми поставили тонку вертикальну перетинку, розділивши його об'єм на дві частини. Якщо залити в одну з них паливо, а в другу окислювач, то ми збережемо бажану нам ефективність по масі, бо паливо й окислювач будуть завжди знизу, а зверху над ними буде порожнеча використаного пустого об'єму бака, тобто тільки його стінки, а вони важать мало (зрозуміло, там буде не зовсім порожнеча, буде наприклад якийсь газоподібний гелій, для підтримання необхідного тиску щоб тримати форму під аеродинамічним тиском повітря, та він важитиме дуже мало). Важливо також і те, що рівень палива у відділенні палива буде постійно співпадати з рівнем окислювача у відділенні окислювача - а це значить, що вертикальну перетинку між відділеннями палива та окислювача можна буде зробити дуже легкою, вона тільки не дозволяє змішуватися компонентам палива, не сприймаючи майже ніякої нагрузки.
Оскільки співвідношення об'ємів палива та окислювача не рівне одиниці, вертикальну перетинку між відділеннями не вдасться зробити так, щоб вона була площиною та проходила рівно посередині, ділячи об'єм фюзеляжа ракети на дві рівні половини. Паливо від окислювача треба відділити якось інакше, бажано - зберігаючи осьову симетрічність фюзеляжу ракети. Наприклад, баки палива та окислювача можна зробити коаксіальними, коли перетинка між відділеннями палива та окислювача буде мати вигляд циліндра з меншим діаметром, вставленого у фюзеляж ракети, також циліндричний однак з більшим діаметром. Всередині меншого циліндра буде, наприклад, паливо, а між більшим та меншим циліндрами - окислювач. Зрозуміло, форму носових та хвостових закінцівок цих коаксіальних баків треба зробити такою, щоб вона зберігалася під тиском, щоб рівень палива підтримувався (по можливості) постійно однаковим з рівнем окислювача, і щоб стінки баків працювали майже тільки на розтяг. Хвостову закінцівку внутрішнього циліндра можна зробити у вигляді напівсфери, а зовнішнього циліндра - у вигляді напівтора (півбублика); носову закінцівку зовнішнього циліндра можна зробити по тій самій формі, що прийнята для носової частини початкової ракети Енергія, обтічного оживального тіла обертання, а внутрішнього циліндра - такого самого тіла обертання, тільки співрозмірно вужчого. В такому випадку, рівень палива буде завжди співпадати з рівнем окислювача; також, тиск у внутрішньому баку (палива) має бути більший за тиск у зовнішньому баку (окислювача), щоб внутрішній бак добре тримав форму, та посилював загальну жорсткість фюзеляжу ракети.
Для бокових блоків (першого ступеня), баки можна зробити так само, це також повинно покращити масову ефективність. Єдина різниця - можливо, внутрішній циліндричний бак треба розмістити не коаксіально (по центру), а максимально зміщеним в сторону, до центрального блоку, й прилеглим (прикріпленим) боковою поверхнею до повздвжньої лінії, по котрій зі зворотньої сторони боковий блок торкається центрального блока (другого ступеня), відповідно змінивши й закінцівки (про хвостову закінцівку я тоді не думав, та зрештою, як її виконати очевидно з вищесказаного). Крім того, всередині баків, особливо центрального блоку, можуть знаходитися якісь силові конструкції, наприклад до яких кріпиться корисний вантаж. За підказкою (може, я й сам ще тоді про таке думав, на жаль не пам'ятаю) між стінками внутрішнього та зовнішнього циліндричних баків можна встановити додаткові вертикальні мембрани, що йтимуть радіально від внутрішнього до зовнішнього циліндра, додатково посилюючи конструкцію, й заважатимуть окислювачу неконтрольовано переливатися всередині бака.
Найближчим прототипом такого розміщення баків можна було б вважати, напевне, розміщення баків палива й окислювача в першому ступені ракети Протон, конструкції Володимира Миколайовича Челомея. У ньому також зберігається постійне, на протязі польоту, співпадіння рівня палива та окислювача в досить незвично скомпонованих баках; однак, технічний результат там дещо інший, оскільки перший ступінь Протона сприймає на себе вагу усієї решта ракети (коли я винаходив вищевказане розміщення баків для ракети Енергія, про специфічну компоновку баків Протона я не знав).
Це винайдене мною розміщення баків ракети, коли її фюзеляж тримає форму тільки під внутрішнім тиском в баках, стінки котрих працюють тільки на розтяг, наводить на думку що масову ефективність ракети можна було б дуже покращити, а якщо повертальна маса менша, то й засоби повернення на землю важили б, відповідно, теж менше. І тоді, в мене виникла ще одна думка, котра можливо не може бути реалізована при сучасних матеріалах, однак може виявитися корисною в майбутньому. Оскільки внутрішній тиск в ракетних баках можна забезпечувати гелієм, котрий значно легший за повітря - чи не було б можливим зробити ракетний ступінь настільки легким, щоб він без палива виявився легшим за повітря, наче дирижабль? Це дозволило б обійтися при його поверненні взагалі без парашутів: після спуску в атмосфері, пустий ракетний ступінь просто зависав би в повітрі, і його було б можна підхопити й буксирувати звичайним вертольотом.
Подібно до інших моїх винаходів та ідей, цей винахід став відомим іншим людям улітку 2005 року, і я готовий підтвердити авторство та пріоритет на сучасному варіанті детектора брехні (підпорогові запитання, неусвідомлювані відповіді, але без анінайменшої підконтрольності).
Це ніби все; та за підказкою дівчат з моєї команди, цей винахід можна поєднати з ідеєю про дозаправку ракети - носія на орбіті. Це дозволить повністю використати переваги ідеї про дозаправку ракети - носія, і досягнути на такій системі високих навколоземних орбіт, а також транспортувати важкі вантажі до Місяця або навіть до інших планет Сонячної системи. Більш конкретно, можна було б зробити три варіанти блоку другого ступеня багаторазової ракети, наприклад, обравши за базовий варіант важку ракету - носій Енергія: варіант з кріогенними двигунами другого ступеня без дозаправки - для транспортування найважчих вантажів на орбіту без дозаправки ракети - носія; варіант з двигунами на уніфікованому висококиплячому паливі для транспортування вантажів та палива з багатократними та багатоступеневими дозаправками на високі орбіти та міжпланетні траекторії; варіант з двигунами на уніфікованому висококиплячому паливі та додатковим теплозахистом паливних баків від сонячного проміння в космосі, для накопичення і транспортування палива, тобто для використання в ролі космічних танкерів. Така система з трьох типів багаторазового блоку другого ступеня та уніфікованими багаторазовими блоками першого ступеня уможливить організацію транспортування уніфікованого висококиплячого палива та великих вантажів на високі та низькі опорні орбіти навколо Землі, Місяця, Марсу, інших планет Сонячної системи, на геостаціонарну орбіту, в точки лібрації та інше. Ця система може поєднуватися також і з іншими багаторазовими системами котрі використовують ідею дозаправки ракети - носія (на цю тему в наступному записі).