<ИЕ г
. ЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ
ТЕХН ИЧЕСКАЯ
ИНФОРМАЦИЯ
Пассажирский самолет Макдоннелл-Дуглас DC-9 .Супер-804 1
Исследование концепций многоразовых воздушно-космиче-
ских аппаратов большой грузоподъемности............... 8
Титановые сплавы в авиастроении.......................26
1980
Сканирование и обработка
Deathdoor
№ 2
.ТИ*, ОНТИ НАГИ, 1980. № 2, I 28.
И. о. отаетствеиного редактора Ю, Я. Шилов
Технический редактор Т. Ф. Рыкуи___ __________ ____ Корректор И. И Ласкало.
Сдано в набор 3.12.79. Подписано в печать 2S.Cl.80. Формат бумаги <Юх90' „. Типографская № 1,	Литературная гарнитура.
Высокая печать.Бум, л. 1,75.Уел, нем, л. 3,5.Уч.-изл. л. 4.4».	Тираж 2870 »кз.	Цеиа 55 коп.
Типография ЦАГИ. Зак. 1038.
ТЕХНИЧЕСКАЯ
И H«l»O₽IVf АЦИЯ
<ОБЗОРЫ И РЕФЕРАТЫ
ПО МАТЕРИАЛАМ ИНОСТРАННОЙ ПЕЧАТИ)
ОТДЕЛЕНИЕ
НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЙ
ИНФОРМАЦИИ
№ 2 (1384)
Январь 1980 г.
XLI год издания
УДК 629.735.33(73) Макдоннелл-Дугас DC-9 «Супер 80»
ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ МАКДОННЕЛЛ-ДУГЛАС DC-9 „СУПЕР 80“
18 октября 1979 г. начались летные испытания
нового пассажирского самолета Макдоннелл-Дуг-
лас DC-9 «Супер 80» (фиг. 1 и 2). являющеюся
последним вариантом семейства самолетов
DC-9 [1]. Фирма планирует сертифицировать само-
лет к марту 1980 г. и начать поставки с апреля
1980 г. [2].
Для ускорения программы летных испытаний
принято решение использовать в ней три самолета,
а не два, как предполагалось ранее [3].
Согласно оценкам, мировой рынок может погло-
тить 300 самолетов этого типа [2]. К сентябрю
1979 г. девятью авиакомпаниями было заказано
95 самолетов «Супер 80» (твердые заказы на 64 са-
молета). Основными заказчиками являются авиа-
компании, которые уже эксплуатируют самолеты
типа DC-9 [3].
Фирма Макдоннелл-Дуглас считает, что само-
лет «Супер 80» будет отвечать требованиям авиа-
компаний в 1980-х и последующих годах. По расхо-
ду топлива на место-км новый самолет близок к
этому показателю для самолетов нового поколения.
В отношении уровня шума на местности самолет
«Супер 80» должен отвечать нормам для новых са-
молетов FAR.36 (редакция 3) и ICAO CAN 5 [4].
Самолет «Супер 80» является пятым вариантом
самолета DC-9, первый из которых построен в
1965 г. Продано более 1000 самолетов. Кроме того,
имеется вариант С-9 для ВВС США (продано 40
самолетов) [2].
В исходной конструкции самолета DC-9 была
заложена возможность значительного увеличения
пассажировместимости и веса.
Самолет DC-9-10 разрабатывался в тот момент,
когда модернизация ВПП и аэродромных сооружс-
ва-
ний в США отставала от темпов совершенствова-
ния парка реактивных самолетов и роста объема
воздушных перевозок. Так как самолет DC-9-10
(так же. как и самолет Боинг 727-100) должен был
эксплуатироваться с ВПП, предназначенных для
самолетов с поршневыми двигателями, этот
риант самолета был рассчитан на стандарты, ко-
торым последующие варианты с удлиненным фю-
зеляжем не должны удовлетворять. Решение ис-
пользовать на самолете DC-9 такие же двигатели
(JT8D), как и на самолете Боинг 727, стало другим
фактором в обеспечении возможности дальнейшего
увеличения пассажировместнмосди самолета. Виа- Фиг. 2. Схема самолета Макдоннелл-Дуглас DC 9 «Супер 80»
Сканирование и обработка
©ИЗДАТЕЛЬСКИЙ ОТДЕЛ ЦЕНТРАЛЬНОГО
АЭРО-ГИДРОДИИАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА	D Р A t Н (Н П П Г
имени проф II Е Ж)«о«с»ого (ЦА1И), 1»8в	L COUIUUUI
Фиг. I. Самолет Макдоннелл-Дуглас DC-9
«Супер 80» в первом полете
чале двигатель JT8D был слишком мощным для
небольшого двухдвигательного самолета, поэтому
его тяга была уменьшена до 5440 кгс. Самолет
имел небольшое крыло без предкрылков с углом
стреловидности 25°. В дальнейшем было нетрудно
несколько увеличить размах крыла и установить
предкрылки для того, чтобы получить крыло для
самолета DC-9-30 с большей длиной фюзеляжа.
Этот самолет появился как конкурент самолета
Боинг 737 и стал основным вариантом семейства
DC-9.
Желание удовлетворить требованиям отдельных
авиакомпаний привело к созданию после 1960-х го-
дов двух специальных вариантов для авиакомпании
SAS: самолет DC-9-20 с крылом с увеличенной
подъемной силой и уменьшенной (по сравнению с
самолетом DC-9-30) длиной фюзеляжа и самолет
DC-9-40 с увеличенным на 10 числом пассажирских
мест (также по сравнению с самолетом DC-9-30).
В 1973 г. была начата разработка самолета
DC-9-50 с фюзеляжем большей длины, стандартны-
ми двигателями и исмодифицированным крылом
самолета DC-9-30. Первые заказы на самолет
0 J 6 9 Пн
1
I -цифровой автопилот; 2 две грузовые двери; 5—фюзеляжный
отсек — вставка длиной 3.86 и; 4 -увеличенный запас топлива (до
21 880 л); увеличенная площадь крыла (на 28%); 5—дополнительные
секции па концах крыла длиной по 0.61 м; 6 фюзеляжный отсек
неганка длиной 0.48 м; 7 грузовая дверь (ю.-1Ьших размеров; 8 ТРДД
Пратт-Уитни JT8D-2O9 или JT8D-217; Я—дополнительные секции к
корневой части каждой консоли стабилизатора длиной по 0.508 м
10—грузовой отсек большого объема; //—дополнительная служебная
дверь.* используемая так же. как аварийный выход: /2—трехпози-
циоиные предкрылки. 13 дополнительные секции в корневой части
крыла (по 1.60 м)
Фиг. 3. Основные отличия самолета DC «9 «Супер 80»
от варианта DC-9-50
DC-9-50 были получены от швейцарской авиаком-
пании Свиссэр. Позднее поступили заказы и от дру-
гих авиакомпаний, однако для получения прибыли
число проданных самолетов было недостаточным.
Самолет не имел коммерческого успеха прежде все-
го из-за высокого уровня шума, большего, чем у
самолета DC-9-30. Это обстоятельство стало одной
из причин создания варианта «Супер 80». Концеп-
ция нового самолета возникла в связи с вниманием
правительства США к проблеме шума и планами
ее решения путем оснащения существующих дви-
гателей новыми вентиляторами. Правительство
США финансировало часть программы разработки
двигателей с новыми вентиляторами, которая за-
вершилась летными испытаниями эксперименталь-
ного ТРДД JT8D-109 на самолете DC-9. В резуль-
тате появился новый малошумный серийный двига-
тель.
В начале 1975 г. новый вариант самолета DC-9
не требовался, гак как эксплуатация самолета
DC-9-50 еще нс началась и проблема шума не стоя-
ла столь остро. В это время фирма Макдоннелл-
Дуглас исследовала возможность применения высо-
комеханизированного крыла на самолете DC-9 для
японских авиакомпаний, искавших замену самоле-
ту YS-11. От первоначальной концепции использо-
вания имеющегося крыла для так называемого ма-
лошумного самолета КВП DC-9 QSF (Quiet,
Short Field), предлагавшегося Японии ранее, от-
казались в пользу крыла с новым центропланом,
увеличивающим размах и обеспечивающим разме-
щение дополнительного топлива. Самолет DC-9 QSF
с ТРДД JT8D-209 был почти полностью аналогичен
самолету «Супер 80» (только максимальный взлет-
ный вес и длина фюзеляжа были, как v самоле-
та DC-9-40).
В 1976 г. появились первые сообщения о самоле-
те DC-9 RSS (Refan. Super Stretch) с ТРДД, осна-
щенными новыми вентиляторами, и фюзеляжем
большей длины.
В начале 1977 г. самолет получил обозначение
DC-9-55. К этому моменту стало ясно, что для соз-
дания самолета DC-9-55 потребуется существенное
изменение конструкции.
В октябре 1977 г. фирма Макдоннелл-Дуглас
приступила к разработке нового самолета под
обозначением DC-9 «Супер 80», имея только услов-
ные заказы от американской авиакомпании Са-
зерн Эруэйз (которые потом были аннулированы)
и пи одного твердого заказа от авиакомпаний
США, эксплуатирующих самолеты местных авиа-
линий [4].
Отличительными особенностями самолета DC-9
«Супер 80» являются: фюзеляж большой длины,
модифицированное крыло, значительно улучшен-
ная силовая установка и усовершенствованное
радиоэлектронное оборудование (фиг. 3 и 4, см.
стр. 14—15). Оценки показали, что увеличение
длины фюзеляжа на 4,34 м является оптимальным
решением для удовлетворения потребностей рын-
ка с точки зрения пассажире- и грузовместимости
и обеспечивает снижение ПЭР.
По сравнению с самолетом DC-9-50 фюзеляж
самолета «Супер 80» удлинен за счет добавления
двух отсеков перед и за крылом длиной 3,86 м и
0,48 м соответственно, что дало возможность уста-
новить еще четыре ряда пассажирских кресел и
увеличить объем грузовых отсеков до 36,6 м3 [2].
На новом самолете потребовалось усилить кон-
струкцию хвостовой части фюзеляжа в результате
применения более тяжелых двигателей и установ-
ки служебной двери по левому борту перед двига-
телем (требование авиакомпании Свиссэр). В кон-
струкции хвостовой части фюзеляжа более широ-
ко используются титановые сплавы.
Несмотря на то, что задняя часть пассажир-
ской кабины близка к двигателям, фирма Макдон-
нелл-Дуглас на основе стендовых испытаний ут-
верждает, что уровни шума в хвостовой части
кабины самолета «Супер 80» будут ниже, чем на
предыдущих вариантах самолета DC-9, благодаря
применению более эффективных звукопоглощаю-
щих материалов. При расстоянии между рядами
кресел 0,76 м в пассажирской кабине самолета
«Супер 80» можно разместить 172 человека [4].
При стандартной планировке кабины для чартер-
ных авиалиний (при расстоянии между рядами
кресел 0,76 м) самолет может перевозить 167 пас-
сажиров, в кабине экономического класса — 155
пассажиров, а в кабине смешанного класса—140
пассажиров (фиг. 5). В последнем случае самолет
«Супер 80» становится самолетом такого же клас-
са, как самолет Боинг 727-200 [2,4]. Авиакомпа-
ния Свиссэр выбрала компоновку кабины с 12 пас-
сажирскими креслами первого класса и 125 крес-
лами экономического класса (с расстановкой кре-
сел— два справа и три слева от прохода вместо
стандартного размещения кресел — три справа и
два слева от прохода в связи с увеличением ку-
хонного блока).
На самолете установлены такие же рамы окон
и такие же кресла, как на самолете DC-10; их ши-
рина на 25,4 мм больше, чем у кресел самолета
Боинг 727. Благодаря использованию алюминие-
вых панелей, покрытых материалом кевлар, для
облицовки боковых стенок кабины, у пассажиров
создается впечатление, что ее ширина больше дей-
2
.<21 ;авв
ЭДПВВ8Г1ВВВВВВ8В8ВВВВНаВВ8Ва° 888ЛТ~--
< • ’ •
Фиг. 5 Варианты компоновки пассажирской кабины
самолета DC 9 «Супер 80»: смешанный вариант на 137
пассажирских мест (/). вариант с размещением кресел
одного класса на 155 пассажирских мест (2) и вариант
для чартерных перевозок на 167 пассажирских мест (3)
ствительной. В конструкции пола использовались
панели из слоистого материала на основе однона-
правленного стеклопластика, сотовые панели с
заполнителем из материала номекс (в проходах) и
сотовые панели из алюминия и материала номекс
(под креслами). Расстояние между рельсовыми
направляющими кресел может быть увеличено по
желанию заказчика для удобства размещения ба-
гажа под креслами. Повышен комфорт пассажи-
ров в результате улучшения вентиляции благода-
ря применению системы рециркуляции воздуха.
Для увеличения безопасности пассажиров кисло-
родные баллоны заменены системой химического
восстановления кислорода, как на некоторых са-
молетах DC-10. Источником кислорода для экипа-
жа самолета остается стандартная газобаллонная
система.
Наиболее существенной модификации подверг-
лось исходное крыло (фиг. 6). В отличие от крыла
самолета DC-9-50 новое крыло имеет в корневой и
концевой частях каждой консоли дополнительные
секции длиной (по размаху) 160 см и 61 см соот-
ветственно. что привело к увеличению площади
крыла на 26 м2 (28%). Относительное удлинение
возросло с 8,71 (DC-9-50) до 9,62, что повысило
топливную экономичность и улучшило показатели
этапа набора высоты и характеристики самолета
при малых скоростях полета вследствие уменьше-
ния индуктивного сопротивления. Стреловидность
крыла осталась прежней (24,5°) [2J. Согласно ре-
зультатам испытаний в аэродинамической трубе,
аэродинамическое качество крыла самолета «Су-
пер 80* будет на 10% больше, чем у самолетов
DC-9-30, -40 и -50, коэффициент дальности М-К
на режиме максимальной экономичности (число
М —0,76) достигнет 12.
Запас топлива в крыле самолета «Супер 80»
увеличился с 7950 л (DC-9-50) до 21 880 л, часть
топлива находится в дополнительных секциях. Но-
вый центроплан, например, вмещает 7950 л топ-
лива [4].
В результате значительного увеличения взлет-
ного веса самолета «Супер 80» потребовались мо-
дификация основных стоек шасси, подвешенных в
корневой части крыла, и добавление нового узла
крепления.
На предыдущих вариантах самолета DC-9 пред-
крылки имели единственное «выпущенное» поло-
жение, причем оно не было оптимальным для взле-
та или посадки. На самолете «Супер 80» пред-
I- трехпоэиционный предкрылок: 2 длина консоли исход-
ного крыла; 3 новый закрылок; 4—модифицированная
основная стойка шасси с новым узлом подвески: 3—доба-
вочный интерцептор
Фиг. 6. Крыло самолета DC-9 «Супер 80»
крылкн связаны с закрылками таким образом, что
при небольших отклонениях закрылков на взлете
(0—13°) предкрылки устанавливаются под углом
до 18°, причем щель между предкрылками и нос-
ком крыла отсутствует. Это повышает аэродина-
мическое качество на режиме набора высоты. При
посадке, когда закрылки отклоняются на 15—40°.
предкрылки устанавливаются под углом до 2Г
(между ними и носком крыла появляется щель)
(фиг. 7). В результате при отклонении закрылков
на 40° максимальный коэффициент подъемной си-
лы достигает 3,039, в то время как у предыдущих
вариантов самолета DC-9 он составлял 3,0 при от-
клонении закрылков на 50". При стандартном по-
садочном весе самолета «Супер 80» 52 160 кге по-
требная длина сухой посадочной прлосы на уровне
моря равна ~1310 м, в то время как самолет
DC-9-50 может использовать такую полосу для по-
садки лишь при весе 44 450 кге [2].
На самолете «Супер 80» применен стеклоплас-
тиковый зализ крыла, напоминающий по форме
зализ на самолетах DC-10 и имеющий малое ло-
бовое сопротивление.
/ п убранном положении; 2—
п отклоненном положении; 3—в
отклоненном положении (при
углах отклонения закрылков
15—40’); 4 -в отклоненном по-
ложении (при отклонении за-
крылков до 18’)
Фиг, 7. Двухпозиционный
предкрылок на самолете
DC-9-50 (а) и трехпози-
ционный предкрылок само-
лета «Супер 80» (б)
2—.ТИ" № 2
3
/—руль высоты; 2—дополнительный сераком пенса тор; 3—до-
полнительная секция и KOpttevOf части; 4 увеличение длины
управляющей поверхности руля высоты; 5—исходная управляю-
щая поверхность: 6 исходный сервокомпенсатор
О максимальный крейсерский режим
Фиг. 9. Удельный расход топлива различ-
ных вариантов ТРДД JT8D (кривая для
ТРДД JT8D-217 соответствует стендовым
условиям, график для ТРДД .TT8D-209
построен на основе летных испытаний)
Фиг. 8. Горизонтальное оперение самолета DC-9
«Супер 80»
В связи с увеличением длины фюзеляжа по-
требовалось повысить эффективность горизонталь-
ного оперения (фиг. 8). Это было достигнуто в ре-
зультате увеличения размаха стабилизатора за
счет дополнительных корневых секций длиной по
50,8 см. В связи с этим профиль у носка верхней
части киля был несколько изменен [4]. Кроме это-
го, была увеличена длина внутреннего триммера
руля высоты, и с внешней стороны имеющихся
сервокомпенсатора и управляющей поверхности
установлены дополнительные сервокомпенсаторы,
устраняющие тенденцию рулей высоты к разворо-
ту по потоку при максимальных углах отклонения
во время посадки.
В результате использования дополнительных
сервокомпенсаторов, которые отклоняются прибли-
зительно на 30° при углах отклонения стабилиза-
тора — 10°4—12°, руль высоты устанавливается в
плоскости стабилизатора, эффективность которого
не теряется. «Плавание» руля высоты типично для
всех вариантов самолета DC-9, но при меньшей
длине фюзеляжа потери подъемной силы незна-
чительны [2, 4].
На самолете «Супер 80» установлены два
ТРДД Пратт-Уитни JT8D-209. Серийный двига-
тель JT8D считается одним из лучших ТРДД с
малым коэффициентом двухконтурности. однако
это и одни из самых «шумных» двигателей. Шесть
вариантов этого ТРДД применяются на многих
самолетах, в том числе на самолетах Боинг 727,
737 и DC-9. С 1963 г. было построено свыше 9200
ТРДД JT8D. их наработка в полете на самолетах
164 авиакомпаний превысила 146 млн. часов. Было
ясно, что хотя двигатели JT8D могут удовлетво-
рить первоначальным нормам по шуму FAR.36
(главным образом благодаря акустической обра-
ботке гондол), они не смогут удовлетворить тре-
бованиям по шуму новых типов самолетов (FAR.36.
редакция 3) или предлагаемым нормам управле-
ния по охране-окружающей среды США, касаю-
щимся выброса вредных веществ (эти нормы всту-
пят в силу в 1981 г.). Таким образом, фирма
Пратт-Уитни встала перед необходимостью либо
разработать новый двигатель с несколько большей
тягой, либо модифицировать ТРДД JT8D. В конеч-
ном счете фирма сделала и то и другое.
В рамках финансируемой NASA программы
разработки малошумного ТРДД фирма Пратт-
Уитни построила шесть демонстрационных двига-
телей JT8D-109, которые испытывались с 1972 г.
до середины 1975 г. Кроме того, фирма приступила
к созданию так называемого «10-тоиного» двига-
теля JT10D.
Два ТРДД JT8D-109 были установлены на
двух модифицированных самолетах DC-9-30 и на-
работали в полете 50 ч. В 1974 г. начались рабо-
ты по ТРДД JT8D-109 с новым вентилятором,
получившему обозначение JT8D-209. Первый
ТРДД JT8D-209 был испытан в мае 1976 г., его
летные испытания начались в марте 1977 г.
Новый двигатель был испытан на одном из
двух построенных фирмой Макдоннелл-Дуглас
опытных военно-транспортных самолетов КВП
YC-15 (AMST), где заменил один из четырех стан-
дартных ТРДД JT8D для проведения программы
летных испытаний, рассчитанной на 50 летных ча-
сов. ТРДД JT8D-209 испытывался в полете и на
стратегическом бомбардировщике Боинг В-52,
взятом в аренду фирмой Пратт-Уитни у ВВС
США.
Двигатель JT8D-209 имеет семиступенчатый
компрессор высокого давления, камеру сгорания
и отсек турбины высокого давления такой же кон-
струкции, как предыдущие варианты ТРДД JT8D.
Основным отличием являются новый вентилятор,
шестиступенчатый компрессор низкого давления и
новая турбина низкого давления. Двигатель имеет
новый корпус с увеличенной на 0,78 м длиной.
Применение вентилятора большего диаметра уве-
личило степень двухконтурности с 1,02 до 1,68 и
снизило расход топлива (фиг. 9) и уровень шума.
Оптимальное расположение одноступенчатого вен-
тилятора по отношению к входному сечению так-
же способствует снижению шума вентилятора. Из-
менения, внесенные в конструкцию двигателя, и
установка смесителя выхлопных газов обеспечива-
ют однородность профиля скоростей на выходе
ТРДД и снижают максимальный уровень шума в
задней полусфере более чем на 7 PN дБ по срав-
нению с ТРДД JT8D. Корпус двигателя снаружи
и внутри имеет шумопоглощающую облицовку.
4
При взлетной тяге максимальный уровень шума
сбоку от ВПП на расстоянии ~240 м на 8,5 PN дБ
ниже, чем у ТРДД JT8D-17, хотя новый двигатель
создает на 13% большую тягу.
Самолет «Супер 80» с ТРДД JT8D-209 будет
удовлетворять требованиям FAR.36 (редакция 3)
по уровням шума при заходе на посадку и сбоку
от ВПП, а на взлете уровень шума не превысит
90 EPN дБ. Фирма Макдоннелл-Дуглас утвержда-
ет, что в 1980 г. самолет «Супер 80» будет самым
малошумным реактивным самолетом, находящим-
ся в эксплуатации (фиг. 10) [2]. В табл. 1 приве-
дены расчетные уровни шума самолета «Супер 80»
в сравнении с существующими нормами при мак-
симальных взлетном и посадочном весах 63500 кге
и 58 060 кге соответственно (дальность маршрута
1850 км) и использовании процедуры взлета, раз-
работанной ассоциацией воздушного транспорта
США [4].
Таблица 1
Уровни шума самолета DC-9 .Супер 80“ (в EPN дБ)
	В сто- роне от дорожки	При взлете	При посадке
Нормы FAR.36	103.8	97.5	103,8
Измерения по требованиям FAR.36	93,5	90,8	98,8
Разница	—10,3	- 6.7	-5,0
Нормы CAN 5 (для новых самолетов)	96,2	90,6	100,0
Измерения по требованиям CAN 5	93,8	90,5	98,2
Разница	-2,4	—0,1	-1.8
По сравнению с двигателем JT8D-17 новый
ТРДД JT8D-209 значительно улучшен с точки зре-
ния выброса углеводородов и окиси углерода и
интенсивности дымления. Например, интенсивность
дымления близка к предполагаемым нормам 1981 г.
и в пять раз меньше, чем у предыдущих двигате-
лей.
Хотя, как правило, снижение уровней шума и
выброса вредных веществ достигается за счет по-
терь тяги и увеличения удельного расхода топли-
ва, крейсерские характеристики двигателя
JT8D-209 (по данным 1978 г.) на 0,7% лучше рас-
четных и значительно лучше, чем у ТРДД JT8D-17.
Более поздние испытания показали, что предсер-
тификационные характеристики двигателя на 1,5%
лучше, чем расчетные. Фирма Пратт-Уитни счита-
ет, что характеристики серийных двигателей будут
улучшены еще на 1%. В связи с этим фирма
Пратт-Уитни довела до сведения фирм Макдон-
нелл-Дуглас и Боинг, что серийный двигатель
JT8D-209 будет иметь характеристики, улучшен-
ные на 1,5% по сравнению с гарантированными
ранее. При максимальной крейсерской тяге расход
топлива нового двигателя будет на ~8% меньше,
чем у ТРДД JT8D-7, и на 12% меньше, чем у
ТРДД JT8D-17. Двигатель JT8D-209 продемон-
стрировал стабильную работу во всем рабочем
диапазоне от режима малого газа до взлетного
при условиях на входе в воздухозаборник, соответ-
ствующих боковому ветру до 55,6 км/ч. Испытания
j----1---i---1__।___
Расстояние io Вводной
пранки ВПП, км
8 Ю П
1___I___I___I____I__I___L
и Расстояние от точки атпус
' копия /лорНОЗОЙ, км
I—Макдоннелл-Дуглас DC-8 или Боинг 707 (ТРДД
JT3D-3B);	2—Боинг 727-200 (усовершенствованный)
(ТРДД JT8D-15); 3-Боипг 737-200 (ТРДД JT8D-7):
4—Макдоннелл-Дуглас	DC 9	«Суп гр 80> (ТРДД
JT8D-209 или -217); 5-Маклоннелл-Дуглас DC-10-10
(ТРДД CF6-6D)
Фиг. 10. Сравнение геометрии площади зон на
местности с уровнем шума > 100 EPN дБ для
пассажирских самолетов (максимальное число
пассажиров при длине маршрута 1609 км. проце-
дура взлета соответствует новым рекомендациям
ассоциации воздушного транспорта США)
показали, что двигатель устойчиво работает и при
реверсировании тягн.
В дополнение к основному варианту ТРДД
JT8D-209 с тягой 8390 кге, который был сертифи-
цирован 22 июня 1979 г., имеется более мощный
вариант двигателя, получивший обозначение
JT8D-217, с тягой 9070 кге. Сертификация послед-
него запланирована на октябрь 1980 г., поставки
самолетов «Супер 80» с ТРДД JT8D-217 могут на-
чаться в 1981 г. [2].
Установка JT8D-217 облегчает эксплуатацию
самолета «Супер 80» в высокорасположенных
аэропортах в районах с жарким климатом. Одна-
ко в этом случае самолет будет иметь несколько
больший уровень шума в результате увеличения
скорости истечения выхлопных газов, а расход
топлива возрастет, так как у ТРДД JT8D-217 боль-
ше воздуха расходуется для охлаждения турби-
ны [4].
На всех самолетах «Супер 80», заказанных в
настоящее время, будут установлены ТРДД
JT8D-209. Во втором квартале 1979 г. фирма
Пратт-Уитни поставила четыре ТРДД JT8D-209
для установки на первых самолетах DC-9 «Су-
пер 80».
В табл. 2 приведены характеристики двигате-
лей JT8D, устанавливаемых на самолетах ОС-9[2].
Важной особенностью самолета «Супер 80» яв-
ляется цифровое электронное оборудование, обес-
печивающее выполнение автоматических посадок
в условиях низкого погодного минимума и не тре-
бующее больших затрат на техническое обслужи-
вание. Будет уменьшена рабочая загрузка экипа-
жа, поскольку некоторые функции пилотов, на-
пример управление тягой двигателей, могут быть
полностью автоматизированы. Семь операций, ко-
торые обычно выполняются независимыми систе-
мами, на самолете «Супер 80» объединены с по-
мощью двух ЭВМ, каждая из которых может обес-
печить работу всех систем. Ни одна из этих семи
операций не является новой для гражданской
5
Табл и и а 2
Характеристики двигателей семейства JT8H
Двига гели .Характеристики	-217	-209	-17	-9
Нормальная взлетная тяга на уровне моря, кге	9070	8390	7260	6580
Максимальная тяга при на- боре высоты, кге	8160	7260	6440	5720
Максимальная продолжитель- ная тяга, кге	8160	7260	6890	5720
Максимальная крейсерская тяга, кге Характеристики при полете на высоте 9140 м при числе М=0,8:	7440	6400	5810	5170
максимальная крейсер- ская тяга, кге	2870	2630	2330	2060
удельный расход топли- ва. кге/кге. ч	0,758	0,730	0,832	0,800
удельный расход топли- ва при тяге 2040 кге, кго/кге. ч	0.737	0,726	0,814	0,800
авиации, но некоторые из них, например, автома-
тическое управление тягой или реверс тяги, яв-
ляются новыми для самолета семейства DC-9.
Устанавливаемый по желанию заказчика на само-
лете «Супер 80» индикатор на уровне остекления
до настоящего времени в коммерческой авиации
применялся только на самолете Дассо «Мер-
кюр» [4].
Предметом дискуссий в США и других странах
является потребная численность экипажа. Как из-
вестно, самолет «Супер 80» рассчитан на экипаж
из двух пилотов. Проектировщики приложили не-
мало усилий для того, чтобы снизить рабочую за-
грузку пилотов путем широкой автоматизации про-
цесса управления полетом [2].
В настоящее время считается нецелесообраз-
ным реконструировать кабину экипажа самолета
---— —дополнительный запас топлива 2200 л;
Q—максимальное число пассажиров с багажом
I. DC-9 .Cynep SO-, OBS, = 63.5 тс, Отопл = 17,56 тс;
II. DC-9-50, О83, = 51.9 ТС, Отопл = 15.3 тс:
ill. DC-9-30, О83, - 18.99 тс. Отопл = 11,18 тс
Фиг. 11. Зависимости платной нагрузки от даль-
ности полета для самолетов DC-9-30, -50 и «Су-
пер 80» при крейсерском полете на режиме мак-
симальной дальности на высоте 9450—10 700 м
с резервами топлива для местных авиалиний
США
Фиг. 12. Схема самолета Макдоннелл-Дуглас DC-9
«Супер 80» SF, отличающегося от исходного самолета
укороченным фюзеляжем
«Супер 80» для установки кресла и пульта борт-
инженера, так как это потребует перемещения пе-
редней двери и потери по крайней мере одного ря-
да пассажирских мест.
На фиг. И сравниваются зависимости платной
нагрузки от дальности полета для самолетов
DC-9-30, -50 и «Супер 80» [4].
Основным конкурентом самолета DC-9 «Су-
пер 80» является самолет Боинг 727-200. При од-
ной и той же области применения (не считая
маршрутов большой протяженности, на которых
эксплуатируется самолет 727-200) и одинаковом
числе пассажирских мест самолет «Супер 80» име-
ет большую на 1,5 млн. долл, стоимость, но мень-
ший вес, силовую установку из двух двигателей
вместо трех на самолете 727-200, меньшие расхо-
ды топлива, уровни шума и выброс вредных ве-
ществ в атмосферу [3]. Рост цен па топливо дол-
жен усиливать преимущества самолета «Супер 80».
Однако конкуренция самолета Боинг 727 не может
не приниматься в расчет до тех пор, пока прави-
тельство США не запретит эксплуатацию самоле-
тов, не удовлетворяющих требованиям CAN 5.
Фирма Макдоннелл-Дуглас предлагает также
новые варианты, которые могут быть разработа-
ны на основе самолета DC-9 «Супер 80»:
DC-9 «Супер 80» SF (Short-Field or Short Fusela-
ge)— самолет КВП с уменьшенной на 6,27 м дли-
ной фюзеляжа, отвечающий требованиям Японии
(фиг. 12 [5]). Фактически это самолет DC-9 QSF с
крылом самолета «Супер 80», двигателями, хвос-
товым оперением того же размаха и фюзеляжем
той же длины, как и у самолета DC-9-40. Самолет
имеет меньший расход топлива на пассажиро-кн-
лометр по сравнению с самолетом Боинг 727-200
и даже Боинг 737-200. При весе, равном макси-
мальному весу самолета «Супер 80», запас топли-
ва на самолете «Супер 80» SF будет на 2370 кге
больше, а дальность полета увеличится с 2350 км
(«Супер 80») до 4540 км. Самолет можно будет
эксплуатировать с дорожек длиной 1220 м;
DC-9 «Супер 80» LR (Long Range)—самолет
для авиалиний большой протяженности с ТРДД
JT8D-217 и пассажировместимостью исходного са-
молета;
DC-9 «Супер 80» LR (или «Супер 80» S)—са-
молет для авиалиний большой протяженности с
увеличенной на 2,89 м (по сравнению с самолетом
6
Таблица 3
	DC-9-30	DC-9 .Супер-80" с ТРДД JT8D-209	DC-9 ,Супер-80“ с ТРДД JT8D-2I7	DC-9 .Супер-80* SF		DC-9 .Супер 80* LR	DC-9 .Cynep-80* LR " с ТРДД СЕМ 56
Размеры Размах крыла, м	28,44	32,86	32,86		32,86	32,86	32,86
Длина самолета, м	36.36	45,06	45.06		38,79	45,06	47,97
Площадь крыла, м2	93	118.8	118,8		118,8	118,8	118,8
Относительное	удлинение	8,71	9,62	9,62		9,62	9.62	9,62
крыла Объем багажных помещений.	14,7	35,5	35,5		22,2	27,06	36.7
м3 Число пассажирских мест (при чартерных перевозках) при расстоянии между рядами: 0,76 м	119	167	167		132	167	172
0,81-0,84 м	105	155	155		120	155	160
Двигатели Число и тип	2JT8D-9	2 JT8D-209	2JT8D-2I7		2JT8D-209	2 JT8D-2I7	2CFM-56
Статическая тяга, кгс	2X6580	2 8390*	2 x 9070**		2 8390*	2 X9070**	2 x9980***
Тяга на крейсерском режиме	2 X2060	2 2630	—		—	—	—
(М ОД высота 9140 м). кгс Удельный расход топлива	0.80	0,73	0,758				—	
при полете на крейсерском режиме со скоростью, со- ответствующей числу М= =0,8 на высоте 9140 м, кге/кге-ч Расход топлива на одно пас-		44,9	45.8		51,25	46.25	42,2
сажирское место при по- лете па расстояние 1850 км (в варианте для чартерных авиалиний), кгс Веса и нагрузки, кгс Максимальный налетный вес Вес снаряженного самолета Вес топлива Максимальный вес без топ-	48990 26 850 II 180-12 940 39 460 [4]	63 500 36 040**** 17 560 53 500 |2|	66 680 36 400 17 560 53 500(2|		63 500 33 030 19 930	72 580 37 520 21 700	74 840 40 100 21 700
лива Максимальный посадочный вес Летные данные Дальность полета с экономя-	2360	58 060 [2| 2350	58 060 |2| 2960		4540	4030	4300
ческой крейсерской ско- ростью. соответствующей числу М=0,76 на высоте 10 670 м при максимальном числе пассажиров (с ре- зервами топлива при поле- те на запасной аэродром на расстояние 370 км), км Длина взлетной дорожки (на		2380	2380		2380	3000	3000
уровне моря при Г=29°С). м			1				1
• Максимальная кратковременная тяга 6730 кгс при i — 2& С.
•• Максимальная кратковременная тяга 0460 кгс при t — 20'С.
К 1982 г. тяга двигателя будет увеличена до 10 690 кгс.
В источнике |4] указан вес 3S 300 кгс.
З-.ТИ* № 2
7
t—два ТРДД с гягоЯ по 10 тс
Фиг. 13. Схема самолета Макдоннелл-Дуглас DC-9
«Супер 80» LR с удлиненным фюзеляжем, усиленной
конструкцией крыла, горизонтального оперения
и шасси
«Супер 80») длиной фюзеляжа (фиг. 13 (5J). На са-
молете будут установлены либо новые двигатели
STF-517, разрабатываемые в настоящее время
фирмой Пратт-Уитни и сохраняющие некоторые
особенности ТРДД JT8D, либо двигатели Джене-
рал Электрик — SNECMA CFM.56 [4]. Оба двига-
теля имеют приблизительно одинаковую тягу.
ТРДД CFM.56 планировалось сертифицировать в
1979 г. Что касается создания ТРДД STF-517, то
это дело далекого будущего. В результате умень-
шения расхода топлива на пассажиро-километр на
5% дальность полета самолета «Супер 80» LR с
максимальной платной нагрузкой (172 пассажира)
увеличится с 4030 до 4300 км.
В табл. 3 представлены характеристики само-
летов DC-9-30, DC-9 «Супер 80» с ТРДД JT8D-209
и JT8D-217, DC-9 «Супер 80» SF, «Супер 80» LR
с ТРДД JT8D-217 и CFM.56 [3].
1.	Interavia Air Letter, 1979, 19/X, N 9363, p. 5.
2.	Interavia World Review of AAA, 1979, v. 34, IX, N 9,
p. 865—869.
3.	Air et Cosmos, 1979, 1/IX, N 776. p. 19—21.
4.	Flight International. 1979, v. 115, 23/VI. N 3666, p. 2264,
2267—2270, 2279, 2280.
5.	Air Pictorial, 1979. v. 41, V. N 5. p. 173.
Референт H. В. Козик.
УДК 629.784(73)
ИССЛЕДОВАНИЕ КОНЦЕПЦИЙ
МНОГОРАЗОВЫХ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
БОЛЬШОЙ ГРУЗОПОДЪЕМНОСТИ
Программа NASA по созданию многоразового
воздушно-космического аппарата (МВКА) «Спсйс
Шаттл», утвержденная в 1972 г., положила начало
переходу в США от пилотируемых ракетно-косми-
ческих систем одноразового применения к пилоти-
руемым воздушно-космическим транспортным сис-
темам многократного применения. Такой переход
связан с требованием существенного снижения
стоимости вывода на орбиту полезных нагрузок,
определяемым перспективной программой исследо-
вания и освоения космического пространства.
В 1976 г. было запланировано за период 1980—
1991 гг. вывести в космос 1091 полезную нагрузку,
из которых 1019 —с помощью МВКА «Спейс
Шаттл», а 72 — носителями одноразового приме-
нения (табл. 1). Однако в начале 1978 г. NASA
уменьшило общее количество выводимых в космос
полезных нагрузок до 1000 за счет сокращения
количества полезных нагрузок коммерческих ор-
ганизаций США и спутников других государств [1].
В эксплуатацию МВКА «Спейс Шаттл» посту-
пит в начале 1980-х годов. Каждый воздушно-
космический самолет (ВКС)—орбитальная сту-
пень МВКА — будет совершать 60 полетов в год,
из которых 40 будут осуществляться с космическо-
го центра им. Кеннеди, а 20 —с базы ВВС Ван-
денберг. МВКА «Спейс Шаттл» сможет вывести
полезную нагрузку весом до 29,5 тс на орбиту вы-
сотой 180 км и наклонением 28,5° или полезную
нагрузку' весом 14,5 тс на орбиту высотой 180 км
и наклонением 104°. МВКА рассчитан на обеспече-
ние космического полета семи членов экипажа в
течение семи суток. В случае необходимости уста-
новка специального оборудования позволит увели-
чить экипаж до десяти человек и продолжитель-
ность полета до 30 суток [2].
Требование обеспечить вывод на орбиту полез-
ной нагрузки весом 29,5 тс было в основном уста-
новлено ВВС США, которым необходимо запус-
кать тяжелые военные спутники. NASA, которое
предпочло бы разработать МВКА меньшей грузо-
подъемности, получило поддержку со стороны
военных кругов в обмен на увеличение веса по-
лезной нагрузки [3].
Будущее промышленное использование косми-
ческого пространства, предусматривающее созда-
ние крупных конструкций на околоземных орби-
тах, потребует значительного увеличения веса вы-
водимых в космос полезных нагрузок, поэтому раз-
работка и эксплуатация МВКА «Спейс Шаттл»
послужат базой для создания будущих МВКА с
более широкими техническими возможностями и
высокой экономической эффективностью.
В настоящее время исследования перспектив
дальнейшего развития МВКА ведется в США по
следующим направлениям:
модификация МВКА «Спейс Шаттл» и увеличе-
ние веса его полезной нагрузки;
8
Таблица I
Первоначальные планы вывода объектов на орбиту в 1980—1991 гг.
Годы	Количество полезных нагрузок							
	NASA			Другие правитель- ственные организа- ции	Министер- ство оборо иы	Коммерческие организации и ино- странные государства		Всего
	.Спейслеб*	Полезные нагрузки для инлустриалн- зацин косми- ческого про страиства	Спутники					
				Спутники	Спутники	.Спейслеб’	Спутники	
1980	3	0	4	2	23	1	12	45
1981	16	2	2	2	20	3	7	52
1982	18	2	8	2	23	4	3	60
1983	30	2	7	3	13	6	14	75
1984	34	3	7	3	28	6	13	94
1985	40	3	10	5	28	10	15	111
1986	42	3	13	5	18	8	12	101
1987	43	3	13	4	16	11	11	101
1988	42	4	12	6	23	10	19	116
1989	42	4	И	5	19	11	18	110
1990	42	4	12	6	17	11	23	115
1991	42	4	12	6	18	11	18	111
Всего	394	34	1)1	49	246	92	165	1091
создание крылатых одноступенчатых МВКЛ
SSTO (Single-Stage-to-Orbit) с вертикальным и
горизонтальным стартом и горизонтальной посад-
кой (см. «ТИ» № 13, 1976 г. и № 19, 1977 г.);
создание одноступенчатых и многоступенчатых,
крылатых и баллистических MB КА HLLV (Heavy
Lift Launch Vehicle) большой грузоподъемности
(см. «ТИ» № 13, 1976 г.).
NASA при участии ВВС США и ряда ведущих
авиационно-космических фирм исследует возмож-
ности разработки перспективных воздушно-косми-
ческих транспортных систем с учетом опыта созда-
ния МВКА «Спейс Шаттл» и предполагаемого
уровня развития техники 1990-х годов.
В 1976 г. были опубликованы прогнозы буду-
щего космического грузопотока и соответствующие
максимальные веса полезных нагрузок, выводимых
на низкую геоцентрическую орбиту (табл. 2).
Схемы и некоторые характеристик рассмотрен-
ных воздушно-космических транспортных систем
для четырех уровней грузопотока на низкую гео-
центрическую орбиту приведены на фиг. 1—4 и в
табл. 3—6 [5].
Таблица 2
Прогнозы будущего грузопотока между Землей
и космосом
Возмож- ные уровни грузо- потоков	Вес полезной нагрузки, выводимой ил орбиту и возвращаемой с орбиты в течение года, тс		Вес полезной нагрузки, выводимой на орбиту при одном запуске, тс
	выводимая полезная нагрузка	возвращаемая полезная нагрузка	
1	230	0	13,5
2	1800	450	27
3	9000	900	180
4	45000	900	900
/—двухступенчатые аппараты с вертикальным стартом; И пп-
лутораступснчатые аппараты с вертикальным стартом и
горизонтальной посадкой: ///-одноступенчатые аппараты с
вертикальным стартом и горизонтальной посадкой
/- бак ускорителя с углеводородным горючим RJ-5; 2—бак
с жидким кислородом; «—бак с жидким водородим: / орби-
тальная ступень (ВКС); 5—грузовой отсек; «—возвращаемый
отсек с одним ЖРД SSME: 7—беспилотный автоматически
управляемый крылатый ускоритель; «—четыре модифицирован-
ных ЖРД SSME: 9—отсек с восемью ЖРД SSME; 10, 13—
два основных ЖРД; II. /2—восемь вспомогательных ЖРД
Фиг. 1. Схемы транспортных МВКА для обеспечения
грузопотока первого уровня на низкую
геоцентрическую орбиту'
9
/—аппараты с вертикальным стартом к с вертикальным стар-
том и горизонтальной посадкой; II полутораетупенчатые аппа-
----- - —------____ _____ .. горизонтальной посадкой:
... -г___г--- ___________г--- _ вертикальным стартом и
горизонтальной посадкой: /V одноступенчатые аппараты с
оертнкальянм стартом и горизонтальной посадкой: V—одно-
ступенчатые аппараты с верти кальи ым/гориаокталы|ым стартом
н горизонтальной посадкой;
/—бак с жидким кислородом: 2—бак с углеводородным го-
рючим RJ5. 3—внешний топливный бак МВКА «Спейс Шаттл»:
4— ИКС еСпейс Шаттл»; 5—ВРД первой ступени, применяемый
при возвращении (для захода па посадку к посадки); 6—пять
ЖРД Р-1; 7—бак с жидким водородом; S—бак с углеводород-
ным горючим RP-I; 9—бак с углеводородным горючим RJ-5:
10 бак с жидким кислородом; //-бак с жидким водородом:
72—четыре ЖРД; /3-дссять ЖРД SSME; Н три ЖРД SSME
15—носитель самолетного типа, оснащенный ПВРД или ПВРД
со сверхзвуковым горением, осуществляющий горизонтальный
взлет и горизонтальную посадку; /*' два основных ЖРД SSME
раты с вертикальным стартом к
///—двухступенчатые аппараты с
4
5
/I
/—двухступенчатые аппараты вертикального старта и горизон-
тальной посадки; //—двухступенчатые аппараты вертикального
старта; III одноступенчатые аппараты вертикального старта
н всртихальпой.Торизоитальной посадки; IV—одноступенчатые
аппараты вертикального старта и вертикальной посадки.
/ стартовый РДТТ; 2 контейнер или отсек полезной нагрузки;
3 внешний топливный бак; -/—бак жидкого водорода; 5—бак
жидкого кислорода: б— возвращаемый отсек ЖРД: 7—возвра-
щаемый крылатый ускоритель: S центральное тело; 9 баки с
жидким топливом; 10 восемь баков с жидким водородом;
//—четыре основных ЖРД: /2—восемь вспомогательных ЖРД:
/3—22 ЖРД SSME. //—углеводородное горючее RJS
Фиг. 3. Схемы транспортных МВКА для обеспечения
грузопотока третьего уровня на низкую
геоцентрическую орбиту
/—двухступенчатые аппараты с вертикальным стартом и вер-
тикальной посадкой; //—полутораступенчатые аппараты с вер-
тикальным стартом и вертикальной посадкой; ///—/V —одно-
ступенчатые аппараты с вертикальным стартом и вертикаль-
ной посадкой; V—одноступенчатые аппараты с вертикальным
стартом н горизонтальной посадкой;
/—центральное тело ЖРД; 2—стартовые ускорители на жидком
топливе; 3—отсек полезной нагрузки; 4— два основных ЖРД;
5—восемь вспомогательных ЖРД: б—ПВРД с внешним горе-
нием; 7—баки с жидким водородом; в—бак с углеводородным
горючим RJ-5; 9—бак с жидким кислородом
Фиг 4. Схемы транспортных МВКА для обеспечения
грузопотока четвертого уровня на низкую
геоцентрическую орбиту
Фиг. 2. Схемы транспортных МВКА для обеспечения
грузопотока второго уровня па низкую
геоцентрическую орбиту
Таблица 3
Характеристики воздушно-космичесних транспортных
систем для обеспечения грузопотока первого
уровня
Обо лначе-1 11 ИГ	1	Воздушно-космическим транспортная система	Стар- товый пес, тс	Длина, м	Размах крыла, м	Тяго- воору- жен- ность	Вес по- лезной нагруз- ки, 1С
а	Ракета-носитель *Ти-	635	50	—	1,65	~|3.5
	таи» ШС с двумя стар- товыми РДТТ					
б	Двухступенчатая раке- та-носитель с ЖРД F-1 на первой ступени	680	62,8	—		~ 13.5
в	МВКА «Спейс Шаттл»	1996	54,8	23.8	1,46	-13,5
г	Модифицированный МВКА «Спейс Шаттл» (4 ЖРД на ускорителе, 3 ЖРД на ВКС)	1270	51,8	—		13,6
д	Модифицированный МВКА «Спейс Шаттл»	680	51,8	—	1,25	13,6
е	Модифицированный МВКА .Спейс Шаттл"	1360	47,8	—	1.38	-13,5
ж	Одноступенчатый МВКА SSTO	1)34	38,7	32,3	—	—13,5
и	Одноступенчаты й МВКА S§TO	1180	48,1	39,9	—	13.6
к	Одноступенчатый МВКА SSTO	1360	61,9	42.7	1,54	—13,5
Однако в связи с предлагаемыми в настоящее
время планами создания в космосе крупногабарит-
ных объектов требования к весу выводимой в кос-
мос полезной нагрузки значительно возросли.
Так, например, одним из наиболее важных рас-
сматриваемых проектов является проект энерге-
тической спутниковой системы, использующей сол-
нечную энергию (Solar Power Satellite). Ее разме-
ры составляют несколько километров. Система
предназначена для преобразования и последующей
передачи на Землю солнечной энергии, вероятно,
в виде микроволн. Исследования NASA показыва-
ют, что 30—50 таких спутниковых солнечных элек-
тростанций могли бы обеспечить значительную
часть потребности США в электроэнергии.
В настоящее время NASA скорректировало вы-
шеупомянутые требования п рассматривает толь-
ко два ежегодных уровня вывода полезных нагру-
зок на орбиту. Первый предусматривает вывод на
орбиту полезных нагрузок весом 500— 2500 тс для
обеспечения космической программы, включающей
создание пилотируемых орбитальных станций, ла-
бораторий па геостационарной орбите, автоматиче-
ских межпланетных аппаратов и демонстрацион-
ного энергетического спутника.
Второй уровень предусматривает ежегодный
вывод на орбиту полезных нагрузок общим весом
125 000 тс для реализации программы создания
спутниковой энергетической системы.
Предполагается, что современный МВКА
«Спейс Шаттл», который будет совершать в сред-
нем 40 полетов за год при коэффициенте загруз-
ки -60%, сможет вывести на орбиту объекты об-
щим весом —700 тс. Поэтому в настоящее время
NASA исследует пять различных классов перспек-
Таблица 4
Характеристики воздушно-космических транспортных
систем для обеспечения грузопотока второго уровня
=• £ si	Воздушно-космическая транспортная система	Стар- товый вес, тс	Длина, м	Размах крыла, И	Т яго- воору- жен- II ОСТЬ	Вес полез- ной на- грузки, тс
а	Модифицированная ра-	1360	70,1			-п
	кета-носитель «Титан» 111 с четырьмя стартовыми РДТТ					
б	Модифицированный МВКА «Спейс Шаттл»	1450	60,9			-27
в	МВКА «Спейс Шаттл»	1587	57,9			29,5
	со стартовыми ускорите- лями на жидком топливе					
г	МВКА «Спейс Шаттл»	1950	57,9		1,30	29,5
	с крылатыми стартовыми ускорителями многократ- ного применения					
д	Основной	вариант МВКА «Спейс Шаттл»	1996	54,8	23.8	1,46	—27
е	МВКА с двумя крыла- тыми ускорителями	1500	54		1,45	-27
ж	МВКА с крылатым ус- корителем многократного применения	2950	83.8			37,6
и	МВКА SSTO (вероятно, с тремя ЖРД Г-1 и че- тырьмя основными ЖРД SSME)	1500	61,9	42,7	1,39	-27
к	МВКА SSTO (с двумя ЖРД F-1 н шестью ос- новными ЖРД SSME)	1905	56,1	45.1	1,28	29,5
л	МВКА SSTO (с одина- ковым весом выводимой и возвращаемой полезной нагрузки)	1497	50,3	41,7	—	27,2
м	МВКА SSTO (оснащен	1770	64	42,1	1.3	29,5
	ный ЖРД с центральным телом)					
II	Модифицированный МВКА «Спейс Шаттл» с носителем самолетного типа, оснащенным ПВРД или ПВРД со сверхзву-	95,2	93,3	39,6		-27
	ковым горением и осу- ществляющим горизон- тальный взлет и гори- зонтальную посадку					
тивиых МВКА большой грузоподъемности
(табл. 7).
В будущем, когда возрастет интенсивность ос-
воения и промышленного использования космиче-
ского пространства и начнутся работы по созданию
спутниковой энергетической системы, стоимость
доставки 1 кге полезной нагрузки на орбиту с по-
мощью МВКА «Спейс Шаттл», равная —900 долл.,
окажется слишком высокой. Этот экономический
фактор в сочетании с требованием увеличения ве-
са полезной нагрузки, выводимой в космос, поло-
жил начало исследованиям NASA в области созда-
ния перспективных носителей HLLV большой гру-
зоподъемности.
Поскольку данные носители предназначены в
основном для доставки полезной нагрузки только
на орбиту, их лучше использовать в беспилотном
варианте, управляемом с наземного центра [3].
11
Таблица 6
Таблица 5
Характеристики воздушно-космических транспортных
систем для обеспечения грузопотока третьего
уровня
g Si	Воэ лу in но. космическая транспортная система	Стлр- тоный вес, тс	Длина, м	Размах крыла (диаметр), м	Вес полезной нагрузки.
а б в г Д е ж и к л м н	Беспилотный МВКА с тремя основными ЖРД SSME Беспилотный МВКА с крылатым возвращае- мым ускорителем дли- ной 52,7 м Беспилотный МВКА с крылатым возвращаемым ускорителем	длиной 59.7 м Беспилотный МВКА (отсек полезной нагрузки длиной 48,1 м) Ракета-носитель с че- тырьмя	стартовыми РДТТ (длина РДТТ 53,6 м. длина отсека по- лезной нагрузки 7,6 м) Ракета-носитель с цент ральным ЖРД и четырь- мя ускорителями на жид- ком топливе Беспилотный МВКА SSTO с восемью сбрасы- ваемыми баками с жид- ким водородом Беспилотный МВКА SSTO с шестью ускори- телями на жидком топ- ливе (тяговооруженность 1,34) Пилотируемый МВКА SSTO Беспилотный МВКА SSTO с большим числом ЖРД вокруг централь- ного тела (длина отсека полезной нагрузки 30,5 м) Беспилотный МВКА SSTO МВКА SSTO, оснащен- ный ЖРД с центральным телом (длина отсека по- лезной нагрузки 43,6 м)	1905 3175 3175 1996 3855 5760 3175 3500 5580 — 7575 4310 9800 6300	55,8 95,1 74,7 55,2 80.5 97,5 51.2 54,9 74,4 71 74,4 81,7	Средний — 26,5 12.1 60,3 46,3	72,5 181,4 181,4 77.1 181,4 181,4 181,4 181.4 18! ,4- вывохнмав. 22.7- воэврашае- мая 181.4- аиволимап. 22,7— возвращае мая 181.4 181,4
Перспективные МВКА, изучаемые NASA, включа-
ют крылатые аппараты с вертикальным стартом и
горизонтальной посадкой, а также баллистические
аппараты, аналогичные космическим кораблям
«Джемини» или «Меркурий» с вертикальными
стартом и посадкой. Основными техническими
проблемами являются обеспечение устойчивости
(крылатые МВКА) и создание теплозащитных эк-
ранов со створками для основных ЖРД (баллис-
тические МВКА) [9].
МВНА HLLV КЛАССА 1
(полезная нагрузка 60-90 тс)
Один из предложенных МВКА этого класса
представляет собой беспилотный носитель (фиг. 5
Характеристики воздушно-космических транспортных
систем для обеспечения грузопотока четвертого
уровня
I Обоэначе- а мне	|	Воздушно-космическая транспортная система	Стар- товый вес, тс	Длина, м	Диаметр (размах крили), м	Вес по- лезной нагруз- ки. тс
а	Ракета-носитель (тяго- вооруженность 1.25. дли- на отсека полезной наг- рузки 53,3 м)	10 900	164,5	36.6—ниж- ний отсек; 24,3—сред- ний отсек; 18,3—верх- ний отсек	
б	Ракета-носитель с че- тырьмя стартовыми уско- рителями на жидком топ ливе (длина отсека полез- ной нагрузки 36,6 м)	23 000	128	26—цент- ральное тело	770
в	Пилотируемый МВКА SSTO	31 160	117	97,5	907
г	Беспилотный МВКА SSTO (тяговооружен- ность 1,25, длина отсека полезной нагрузки 24,4 м)	5035	61	36,6	454
д	Беспилотный МВКА SSTO	3030	92,3	18,9	—
е	Беспилотный МВКА SSTO с 30 камерами сго- рания вокруг централь- ного тела (длина отсека полезной нагрузки 45,7 м)	19 500	106,5	31,1—ниж- ний. 22,8—верх- ний	907
ж	Беспилотный МВКА SSTO с кольцевой каме- рой сгорания и четырьмя блоками управляемых ЖРД	18 140	125	57,3	
и 6), который может быть разработан на основе
МВКА «Спейс Шаттл». Вместо ВКС в качестве ор-
битальной ступени предполагается использовать
цилиндрический контейнер однократного примене-
ния диаметром 7 м и длиной ~24 м, в котором
можно будет разместить полезную нагрузку весом
65 тс. Хвостовая часть орбитальной ступени будет
выполнена в виде сохраняемого модульного отсека
с двигательной установкой, состоящей из трех ос-
новных ЖРД SSME. Топливо для ЖРД подается
из внешнего топливного бака однократного приме-
нения. Разгон на стартовом участке обеспечат два
стартовых РДТТ многократного применения. Ис-
пользование многих систем МВКА «Спейс Шаттл»,
Таблица 7
Классы перспективных МВКА
Класс МВКА	Полезная нагрузка, тс	Суммарная полезная нагрузка, выводимая на орбиту эп год, тс
1	60-90	500 - 2500
2	90-135	500—2500
3	135-200	500 2500
4	200 - 300	125 000
5	300-450	125000
12
/—орбитальная ступень с полезной нагрузкой; 2—спа-
саемый отсек с тремя основными ЖРД SSME; J—стар-
товые РДТТ многократного применения; 4—внешний
топливный бак одноразового применения
Фиг. 5. Перспективный МВКА 11LLV класса I
для вывода полезной нагрузки весом 65 тс
на низкую геоцентрическую орбиту
Фиг. 6. Перспективный МВКА
HLLV класса I
например, ЖРД SSME, аппаратуры связи, наве-
дения, навигации и управления полетом, ВСУ,
реактивной системы управления и гидравлической
системы, обеспечит снижение стоимости разработ-
ки перспективного МВКА.
Спасаемый отсек с двигательной установкой
(фиг. 7) рассчитан на вход в атмосферу по бал-
листической траектории. В носовой части разме-
таются радиоэлектронная аппаратура, электро-
система. Бак с топливом для реактивной системы
управления размещается в хвостовой части корпу-
са. Носовой обтекатель покрыт заменяемой абля-
ционной системой теплозащиты. Система посадки
включает парашюты, тормозные двигатели и вы-
пускаемые стойки шасси.
Орбитальная ступень с полезной нагрузкой
расположена перед двигательным отсеком ДАВКА
в зоне, которую в настоящее время занимают пе-
редняя и средняя части фюзеляжа ВКС «Спейс
Шаттл».
Полет перспективного МВКА на стартовом
участке осуществляется по траектории, аналогич-
ной траектории полета МВКА «Спейс Шаттл», но
оптимизированной без учета требования возвра-
щения в зону старта и прекращения полета при
аварийных ситуациях. Основные ЖРД отклю-
чаются при скорости полета на 27 м/с меньше ор-
битальной скорости. Орбитальная ступень с полез-
ной нагрузкой отделяется от носителя и с помощью
собственной силовой установки выводится на за-
данную орбиту.
Отсек с силовой установкой отделяется от
внешнего топливного бака, а дополнительное уве-
личение его скорости на 4,6 м/с с помощью реак-
тивной системы управления увеличивает дальность
полета до Австралии (при старте с территории
США), где осуществляется спасение. Внешний
топливный бак осуществляет полет по баллистиче-
ской траектории до входа в атмосферу.
Весовые характеристики спасаемого отсека с
силовой установкой представлены в табл. 8.
Стоимость одного полета МВКА данного клас-
са без учета затрат на разработку оценивается в
19 млн. долл. Таким образом, стоимость вывода
1 кге полезной нагрузки будет менее 300 долл.,
т. е. в три раза меньше, чем для современного
МВКА «Спейс Шаттл» [2].
По оценкам фирмы Боинг, которая с февраля
1976 г. по контракту NASA стоимостью 0,35 млн.
долл, исследует варианты МВКА HLLV для дос-
тавки на низкие геоцентрические орбиты полезных
нагрузок весом 60—454 тс, разработка носителя
первого класса обойдется приблизительно в
1,3 млрд, долл., а стоимость доставки на орбиту
1 кге полезной нагрузки будет снижена до 176—
220 долл. [11, 12]. Стоимость пятилетней разработ-
ки спасаемого отсека силовой установки составит
~860 млн. долл.
Фирмами Рокуэлл и Боинг рассматривается
также проект МВКА с двумя ускорителями на
жидком топливе вместо двух стартовых РДТТ, что
позволит увеличить вес полезной нагрузки до 90 тс
1—блок электронной аппаратуры; 2—убирающееся
шасси; 3- места расположения подвесной системы
парашюта; 4—развернутая подвесная система пара-
шюта; 5—хвостовая юбка; 6 реактивная система
управления, расположенная н хвостовой юбке; 7—
двигатели малой тяги для увеличения дальности по-
лета; Я— неотклоняемый щиток корпуса, «—теплоза-
щитный экран; 10—бортовая радиоэлектронная аппа-
ратура; //—парашютный контейнер
Фиг. 7. Сохраняемый отсек ЖРД SSME
13

I
/—мсгсоралиолокатор; 2 передняя герметическая перегородка; 3 -ПВД;
4 блоки цифрового автопилота и индикатор на уровне остеклении;
• кабина экипажа для двух летчиков и убирающееся сиденье для
дополнительного члена экипажа. 6—передняя пассажирская дверь
<0.86 X 1,82 м); 7 пассажирский трап с электроприводом; 8—служеб-
ная дверь (0.61 х 1.22 м). 2—передний отсек для электронного обо-
рудования н аккумуляторных батарей; 10— кухонные блоки в перед
ней части кабины (два); //—туалет п носовой части кабины; 12—
салон первого класса (12 кресел с расстоянием между рядами
0.96 м>; 13 разделительная перегородка и гардероб; 14—салон ту
ристнческого класса (125 кресел с расстоянием между рядами
0.W м); /5—фюзеляжный отсек — вставка; 16— боковые аэродинамиче-
ские поверхности — наплывы (по обеим сторонам фюзеляжа); 17
упрапляемая носовая стойка шасси, убирающаяся вперед (диапа-
зон углов поворота колеся ±8(Г); 1А передний грузовой отсей
(24 м4); 19— грузовая дверь (1.35 У 1.27 м, всего три двери); 20—пот
окон; 21—аварийный выход на крыло (0.51 X 0.76 м. три выхода);
22 задняя служебная аварийная дверь (0,69 : 1.62 Ml; 23 -задний
грузовой отсек <12.6 м4); 24— кухонные блоки в задней части каби
ИМ (два); 25—туалеты в задней части кабины (дв1 •.	' задний
полусферический гермошпангоут; 27—задняя входная дверь пассажир-
ской кабины (0.60 X 1.82 м); 28—складывающийся подфюзеляжный
трал; 29 автономная ВСУ в пожаробезопасном отсеке. 30 баллоны
С огнегаемщим составом для тушения пожара « i i . ыч двигате-
лей; 31—воздухозаборник сдвоенной системы кондиционирлщ|||ия
воздуха: 32—теплообменник (по обоим бортам); 33—выпускной па
трубок: 34— выпускной клапан в канале отвода воздуха из пасса-
жирской кабины (поток проходит через грузовой отсек); 35 распре
делительный воздухопровод в верхней части пассажирской кабины;
3/»—воздушные предохранительные клапаны пассажирской кабины
(два); 37—ТРДД Пратт-Уитни JT8D-209; 38 -многолепегтковый сме-
Фиг. 4. Компоновочная схема самолета
14
•т и по с о Их а
сигель выхлопной струп; 39— модифицированный пилой двигатели;
40 —етеклопластиковый сбрасываемый хвостовой конус (для аварий-
ного выхода); 41—входной люк; 42— решетчатый воздухозаборник от-
сека системы кондиционирования воздуха (с обеих сторон); 43 -
кессон киля с двумя основными лонжеронами и средним укорочен-
ным лонжероном; «-управляемый стабилизатор с электрическим
силовым приводом и редуктором; 45—дополнительные секции стаби-
лизатора. увеличивающие его размах на 1 м; «—концевые компен-
саторы; 41—модифицированный зализ крыла со стояночной фарой;
43— центроплан крыла; 49 -двухлонжсрониое крыло с встроенным
топливным баком: 50—дополнительные секции консолей с дренажным
баком; 51 усиленная стойка шасси с пнепмагикамн размером 1.12 X
X 0.42 м; 52— турбулизатор; 53—отклоняемый предкрылок с тремя
фиксированными положениями; 54 силовые приводы предкрылков
(семь, тросовое управление); 56—натяжные ролики тросов (восемь);
56 привод тросового управления предкрылками, установленный на
переднем лонжероне крыла в плоскости симметрии самолета; 57—
гидравлические силовые цилиндры; 5S тепловая противообледени-
тельная защита носка крыла и стабилизатора; 59— новая внутренняя
секция закрылков с выдвижной передней поверхностью. SO—внешняя
секция закрылка с фиксированной передней поверхностью; 61—
внутренняя секция интерцепторов; 62— законцовка крыла, включаю
щая убирающуюся посадочную фару, проблесковые и навигационные
огни; S3—заливная горловина топливного бака (по одной на верхней
поверхности каждой консоли крыла): 64— система трубопроводов для
заправки и слива топлива; S3—штыковой указатель уровня (восемь);
66— антенны .Vs I и № 2 курсового приемника-приемника VOR;
57—ПВД; 63— вращающийся маяк предупреждения столкновения (на
верхней поверхности самолета); 69—антенна № 2 прнемо-передатчи-
ка метрового диапазона; 70—рамочная антенна автоматического
радиокомпаса
•лл-Дуглас DC-9 «Супер 80»
15
Таблица 8
I внешний Ton.iiiuiibiil бак одноразового
применения; 1 стартовые ускорители иа
Жидком топливе 3 орбитальная ступень
с no.ieoiofl нагрузкой. -спасаемый отсек
с тремя основными ЖРД; 5—створки для
защиты ЖРД ускорителей при при-
воднении
Фиг. 8. Перспективный МВКА HLLV
класса I для вывода полезной на-
грузки весом ~90 тс на низкую
геоцентрическую орбиту
(фиг. 8 н 9). Ускорители рассчитаны на много-
кратное применение. Стоимость доставки 1 кге по-
лезной нагрузки в космос этим МВКА будет менее
195 долл.
Оптимальные варианты ускорителей показаны
на фиг. 10. После отделения ускорители будут при-
водняться в океане на парашютах. Непосредствен-
но перед приводнением их скорость гасится с по-
мощью тормозных двигателей. Боковые экраны в
закрытом положении обеспечат защиту блока
ЖРД как при входе в атмосферу, так и в момент
приводнения. Характеристики двух вариантов уско-
рителен с ЖРД представлены в табл. 9.
Фиг. 9. Перспективный МВКА HLLV
класса 1 с двумя стартовыми ускорителя-
ми на жидком топливе. Момент отделения
ускорителей
Характеристики спасаемого отсека с силовой
установкой беспилотного МВКА HLLV класса 1
	Вес, кге
Конструкция	8170
Система теплозащиты и терморегулирования	1920
Система отделения	580
Основные ЖРД	12 800
Реактивная система управления	1070
ВСУ	1100
Электросистема	630
Радиоэлектронная аппаратура	2880
Система кондиционирования	260
Парашютная система	13СО
Тормозная силовая установка	1040
Система мягкой посадки	1385
Вспомогательные узлы	15
Суммарный сухой вес	33 150
Остаточный вес	750
в том числе:	
гидравлическая жидкость	66
испаряемая жидкость	23
топливо вспомогательной силовой установки	113
топливо реактивной системы управления	548
Используемый вес	2470
и том числе.	
рабочая жидкость гидросистемы	136
испаряемая жидкость	68
топливо вспомогательной силовой установки	226
топливо реактивной системы управления	2040
Общий вес	36370
Один вариант ускорителя использует четыре
модифицированных ЖРД SSME МВКА «Спейс
Шаттл», оснащенные соплами с коэффициентом
расширения 35 и оптимизированные для обеспече-
ния требуемых характеристик на малых высотах.
Другой вариант ускорителя использует четыре
ЖРД SSBE (Space Shuttle Booster Engine), раз-
работанные на основе ЖРД SSME. В новом ЖРД
обеспечивается высокое давление в камере сгора-
ния, охлаждаемой жидким водородом. В двигате-
ле применяется углеводородное топливо RP-1 или
жидкий водород в качестве горючего и жидкий
кислород в качестве окислителя. Применение топ-
лива с более высокой плотностью позволяет умень-
шить диаметр стартового ускорителя с 6,1 м (уско-
ритель с ЖРД SSME) до 4,67 м. Однако ускори-
тель с ЖРД SSBE окажется тяжелее в результа-
те снижения удельного импульса. Ускоритель с
ЖРД SSME-35 вмещает 42,3 тс жидкого водорода
и 278 тс жидкого кислорода.
Создание стартовых ускорителей с ЖРД потре-
бует значительных затрат. Согласно оценкам, стои-
мость разработки варианта МВКА с жидкотоплив-
ними ускорителями в течение 6,5 лет составит
2,25 млрд. долл. Разработка ускорителя с ЖРД
потребует в общем около 1,4 млрд, долл., однако
16
/—ускоритель с четырьмя ЖРД
SSME-35; 2- бак с жидким водо-
родом; .'/ бак с жидким кислоро-
дом; t четыре основных ЖРД
SSME-35; 3—бак с углеводородным
горючим RP-I; 6- четыре основных
ЖРД SSBE
Фиг. 10. Оптимальные вариан-
ты стартовых ускорителей
многократного применения на
жидком топливе
этот ускоритель может также применяться на
МВКА «Спейс Шаттл».
Предлагаемый ускоритель может работать на
двух видах горючего — керосине и жидком водо-
роде и жидком кислороде в качестве окислителя.
Преимуществом такого решения является умень-
шение объема топлива на 20% по сравнению с
ускорителем, использующим жидкий водород и
жидкий кислород. Ожидаемая экономия веса кон-
струкции ~35%. Боковые экраны в хвостовой час-
ти ускорителя необходимы для защиты от разру-
шения четырех ЖРД при приводнении. В отличие
от стартовых РДТТ ускоритель на жидком топ-
ливе будет герметизирован для предотвращения
просачивания морской воды, что, в свою очередь,
упростит его восстановительный ремонт.
Кроме беспилотного варианта МВКА HLLV с
Фиг. 11. Перспективный МВКА HLLV
классов 2—3 с четырьмя стартовыми
ускорителями на жидком топливе. Мо-
мент отделения двух ускорителей
Таблица 0
Характеристики двух вариантов стартовых
ускорителей с ЖРД
Характеристики ускорителя	ЖРД SSME-35	ЖРЛ SSBE
Стартовый вес. тс	395	500
Инертный вес, тс	70	69,5
Число основных ЖРЛ	4	4
Горючее	Жидкий иодо-	Жидкий водо-
	род	род—углеводо- родное горючее RP-I
Окислитель	Жидкий кис-	Жидкий кисло-
	лород	род
Удельный импульс на уровне моря, с	406	331
Удельный импульс в пустоте, с	455	361
Стартовая тяговоору- жен н ость	1,335	1.350
двумя ускорителями с ЖРД. исследуется беспи-
лотный’вариант МВКА HLLV с четырьмя анало-
гичными ускорителями (фиг. 11). Весовые харак-
теристики этих вариантов и основного варианта
МВКА с двумя стартовыми РДТТ представлены
в табл. 10 [2, 4].
Таблица 10
Характеристики вариантов МВКА HLLV класса 1
с различными стартовыми ускорителями
Характеристики	Вес, тс		
	два стар- товых РДТТ	два уско- рителя с ЖРД	четыре ус- корителя с ЖРД
Стартовый вес	2020	1660	2530
Полный вес ускорителя	583,5	395	396
Вес топлива ускорите-	503.5	324.3	324,3
ля			
Вес ускорителя при от-	79,6	70.7	72,3
делении			
Суммарный вес уско- рителей	1167	790	1584
Полный вес внешнего топливного бака	736.5	736,5	736.5
Вес топлива во внеш- нем баке	704.6	704.6	704,6
Инертный вес внешне- го топливного бака	35.4	35,4	35.4
Спасаемый отсек сило- вой установки	36,4	36,4	36.4
Вес переходника полез- ной нагрузки	1,36	1,36	1,36
Вес полезной нагрузки	77,1	91,6	162,8
МВКА HLLV КЛАССА 2
(полезная нагрузка 90—135 тс)
Предлагаемый МВКА представляет собой бес-
пилотный носитель с орбитальной ступенью одно-
разового применения, в качестве которой исполь-
зуется цилиндрический контейнер (диаметр ~8 м)
17
с полезной нагрузкой и отсеком силовой установки
из трех основных ЖРД SSME. Используются
внешний топливный бак МВКА «Спейс Шаттл» и
четыре стартовых РДТТ. На орбиту может выво-
диться полезная нагрузка ~108 тс, но стоимость
запуска составит ~36 млн. долл., т. е. доставка на
орбиту 1 кгс полезной нагрузки обойдется в
340 долл. Это превышает стоимость доставки по-
лезной нагрузки с помощью МВКА HLLV
класса 1 и намного дороже, чем в случае исполь-
зования МВКА HLLV с ускорителями многократ-
ного применения с ЖРД-
Приемлемым решением, уменьшающим стои-
мость запуска, может быть использование четырех
стартовых ускорителей с ЖРД вместо РДТТ. Од-
нако стоимость разработки данного варианта, ве-
роятно, будет высокой, а возможности для даль-
нейшего усовершенствования ограничены. Поэто-
му более оптимальным может явиться создание
совершенно нового МВКА с большей грузоподъем-
ностью.
МВКА HLLV КЛАССА 3
(полезная нагрузка 136—200 тс)
Указанная грузоподъемность уже не обеспечи-
вается аппаратами на основе МВКА «Спейс
Шаттл», поэтому требуется разработка совершен-
но нового аппарата. В связи с большими затрата-
ми маловероятно, что одновременно будут созданы
вариант МВКА «Спейс Шаттл» для запуска на-
грузок, соответствующих нижней границе указан-
ного диапазона весов, и новый аппарат с грузо-
подъемностью, соответствующей верхней границе.
Поэтому более перспективными представляются
МВКА следующего класса.
МВКА HLLV КЛАССА 4
(полезная нагрузка 200—300 тс)
Недавно фирмы Боинг и Рокуэлл Интернешнл
предложили новые проекты МВКА этого класса,
имеющие полезные нагрузки 230—270 тс, а старто-
вый вес ~6500 тс. В отличие от ВКС МВКА «Спейс
Шаттл», который возвращается па Землю по пла-
нирующей траектории, эти МВКА имеют пол-
ностью баллистическую траекторию полета. Каж-
I —отсек с полезной нагрузкой; 2 вторая ступень; &-
бак с жидким водородом второй ступени; /-первая
ступень; 5—бек с углеводородным горючим RP-I пер
пой ступени: 6 силовая установка нерпой ступени:
7- бяки с жидким кислородом; силовая устанолкл
второй ступени
Фиг. 12. Схема двухступенчатого баллистическо-
го .МВКА IILLV для доставки полезной нагрузки
весом ~450 тс па низкую геоцентрическую
орбиту
дый МВКА состоит из двух ступеней многократно-
го применения [3].
Первоначально МВКА данного класса рассчи-
тывался на полезную нагрузку весом ~450 тс
(фиг. 12). После окончания работы двигателей
первой ступени она продолжает полет по баллис-
тической траектории. При входе в плотные слои
атмосферы вследствие бокового сдвига центра тя-
жести ступени из-за соответствующего перемеще-
ния посадочного топлива обеспечиваются разворот
дойной частью вперед и снижение аэродинамиче-
ского качества. Управление креном обеспечивает
полет первой ступени до расчетного места посад-
ки, а касание поверхности земли осуществляется
при работе двигателей мягкой посадки.
После отделения первой ступени вторая сту-
пень выводит полезную нагрузку на орбиту. Спуск
ступени по баллистической траектории начинается
после отработки тормозного импульса. Управление
траекторией полета второй ступени в атмосфере
аналогично управлению первой ступенью.
Расчетные весовые характеристики МВКА
IILLV рассмотренной схемы представлены в
табл. 11 [4].
Таблица II
Расчетные весовые характеристики двухступенчатого
МВКА HLLV для вывода на орбиту полезной нагрузки
весом 460 тс
Характеристики	Вес, тс
Стартовый все МВКА
Стартовый вес первой ступени
Вес топлива первой ступени
Вес первой ступени при отделении
Вес топлива для посадки первой ступени
Вес первой ступени при посадке
Стартовый вес второй ступени (включая вес по-
лезной нагрузки)
Вес топлина второй ступени для вывода полез-
ной нагрузки
Вес полезной нагрузки
Вес топлива для посадки второй ступени
Вес второй ступени при посадке
9480
6804
6021
781
50,8
730,2
2676
1859
450
18
349
В последующем схема двухступенчатого МВКА
HLLV была уточнена и рассчитана на доставку
полезной нагрузки весом 230—270 тс. Один из
проектов МВКА отличается необычной колоколо-
образной формой (фнг. 13 и 14). На первой сту-
пени в качестве горючего используются жидкий
водород и керосин, находящиеся в одном баке и
разделенные перегородкой. Десять основных ЖРД
расположены в днище ступени, которое одновре-
менно выполняет функции теплового экрана. В про-
цессе спуска в атмосфере сопла закрываются
створками. В отличие от МВКА «Спейс Шаттл»,
который защищен абляционной поверхностной теп-
лоизоляцией, МВКА класса 4 имеет двойную об-
шивку, которая охлаждается циркулирующей во-
дой. Образующийся парогаз выпускается наружу.
Общая тяга двигателей первой ступени 8700 тс.
IX
Вторая ступень работает на жидком водороде
и жидком кислороде. Семь ЖРД типа SSME соз-
дают суммарную тягу —1490 тс и обеспечивают
вывод полезной нагрузки па круговую орбиту
высотой 500 км. Тормозной импульс создастся дву-
мя двигателями системы маневрирования. Ступень
имеет абляционную теплозащиту. На задней юбке
второй ступени находится выступающая панель, с
помощью которой частично осуществляется аэро-
динамическое управление по курсу. После выпуска
тормозного парашюта развертываются три боль-
ших основных парашюта. Мягкая посадка на зем-
лю обеспечивается работой трех двигателей.
Обтекатель, пристыкованный ко второй ступе-
ни, рассчитан на размещение полезной нагрузки
с плотностью от 20 до 100 кгс/м3. При большой
плотности полезной нагрузки обтекатель имеет
значительно меньшие размеры, вес и стоимость.
Согласно исследованиям фирмы Боинг, МВКА
данного тина будет совершать 750 полетов за год.
Стоимость запуска оценивается в ~9 млн. долл.
130 долл, за вывод в космос I кге полезной на-
грузки). Высокие коэффициенты загрузки и боль-
шая частота запусков
смогут обеспечить вы-
вод на орбиту 125000 тс
грузов за год. Расчетный
срок службы 15 лет.
Затраты на разработ-
ку и производство МВКА
этого типа составят
— Им трд. долл. [3].
I псриля ступень; 2—вто-
рая ступень; .1- обтекатель
для размещении полез
ной нагрузки плогпостьит
100 кг •-		II. для
размещения полезной на-
грузки плотностью 20 кг м’
Фиг. 13. Двухступенча
тын МВКА класса 4 для
вывода полезной нагруз-
ки весом 230 270 тс на
низкую геоцентрическую
орбиту
Фиг. 14. Перспективный двухступенча-
тый МВКА HLLV класса I
Проект двухступенчатого МВКА HLLV для до-
ставки в космос нагрузок весом 227—272 тс рас-
сматривается фирмой Боинг с 1976 г. Предполага-
лось, что стартовый вес аппарата составит 6350 тс,
девять новых ЖРД первой ступени будут иметь
высокое давление в камере сгорания, работать на
углеводородном горючем RP и жидком кислороде
и охлаждаться жидким водородом. Стоимость про-
граммы создания МВКА оценивалась в 10
12 млрд, долл., расчетная стоимость доставки в
космос I кге нагрузки составляла 33 44 долл.
Вероятно, наиболее фантастическим проектом
носителя большой грузоподъемности является од
। оступенчатый баллистический МВКА.
МВКА, проект которого разработан фирмой
Боинг, по форме напоминает командный отсек кос-
мического корабля «Аполлон» и имеет 24 ЖРД
тягой по 227 тс каждый, работающие на углеводо-
родном горючем RP и жидком кислороде, и 24
ЖРД тягой по 454 тс, работающие на жидких во-
дороде и кислороде. Стартовый вес аппарата
10432 тс, вес выводимой на орбиту полезной на-
грузки 227 тс [11].
В 1977 г. были опубликованы данные о МВКА
HLLV фирмы Боинг, предназначенном для достав
ки на низкую геоцентрическую орбиту полезной
нагрузки весом 227 тс (фиг. 15). Этот МВКА име-
ет стартовый вес 9980 тс, его сухой вес равен 907 тс.
На первых НО с полета наряду с жидким водоро-
дом используется также углеводородное горючее
RPi, в качестве окислителя в обоих случаях при-
меняется жидкий кислород. Основной режим ор-
битального полета предусматривает выполнение
одного витка, в процессе которого будет осущест-
влено развертывание полезной нагрузки, оснащен-
ной собственной силовой установкой.
Мягкая посадка МВКА после схода с орбиты
на поверхность водного бассейна обеспечивается
повторным запуском части кислородно-углеводо-
родных ЖРД (фиг. 16 и 17). Затем МВКА букси-
руется в специальный шлюз (фиг. 18) и устанав-
ливается над своей стартовой позицией. После по-
нижения уровня воды аппарат опускается на стар-
товую позицию и может готовиться к повторному
запуску. Оставшаяся в шлюзе вода выполняет
функции отражателя факелов ЖРД при старте
МВКА.
Фиг. 15. Запуск одноступенчатого баллистического
МВКА HLLV класса 4 со стартового бассейна
19
Фиг 18 Одноступенчатый баллистический
МВКА HLLV класса 4 в шлюзе
Ф|н. 16. Посадка одноступенчатого баллистиче-
ского МВКА HLLV класса 4 на водную поверх-
ность бассейна
Рассмотренная аэродинамическая форма одно-
ступенчатого МВКА HLLV имеет определенные
преимущества:
удобство размещения полезных нагрузок малой
плотности в крупногабаритном грузовом отсеке;
простота установки стартовых ЖРД на боль-
шой площади основания;
аэродинамическая устойчивость при спуске в
атмосфере;
устойчивость на плаву после приводнения;
аэродинамическое управление по курсу при по-
садке [13].
Однако стоимость разработки подобного одно-
ступенчатого МВКА, вероятно, будет высокой, а
высокая интенсивность использования для обеспе-
чения рентабельности не потребуется до конца те-
кущего столетия [3].
Некоторые схемы предлагаемых одноступенча-
тых баллистических МВКА IILLV класса 4 пред-
ставлены на фиг. 19, а их характеристики — в
табл. 12.
Схемы и некоторые данные двух вариантов
крылатых одноступенчатых МВКА HLLV класса 4
представлены на фиг. 20 и в табл. 13 [10].
Вопросы исследования МВКА H1.LV класса 4
нашли свое отражение на совместной конференции
NASA и американского института авиации и кос-
Таблица 12
Характеристики схем одноступенчатых
баллистических МВКА HLLV класса 4
(стоимость в ценах 1976 г.)
Характеристики	Схема 1 (основная)	Схема 2	Схема 3
Стартовый вес, тс	10 306	7500	54<Ю
Сухой вес, тс	841	512	299
Стоимость разработки млрд. долл.	9.0	8.0	7,2
Стоимость полета, млн долл.	9.7	5,9	9.3
Стоимость топлива млн. долл.	2,7	1,093	0,79
монавтики, посвященной перспективной технике
будущих космических систем, которая проходила
8 — 10 мая 1979 г. в Хэмптоне (шт. Вирджиния,
США).
В одном из докладов [9] рассматривалось не-
сколько вариантов МВКА, способных вывести на
орбиту полезные нагрузки весом 200 тс, в том чис-
ле крылатых МВКА с вертикальным стартом и
горизонтальной посадкой и баллистических аппа-
ратов с вертикальными стартом и посадкой. Основ-
чигкая эволюция (раздвижные сопла ЖРД):
/—основная схеча; 2—полезная нагрузка плотиоетып 20 к, я’;
Л -полезная нагрузка плотное:ьк> 55 кг чЗ; Ч -жилкиО кислород;
.» углеводородное горючее RP-I; к жидкий водовод
Фиг. 19. Схемы одноступенчатых баллистических
МВКА HLLV класса 4 для вывода полезной нагрузки
весом 227 тс на низкую геоцентрическую орбиту
Фнг. 17 Торможение перед посадкой одноступенчатого
баллистического МВКА HLLV класса 4
20
wor-
se -
м -
4J -
10 -
о L
/—нормальная знкыпоция техники; //—ускоренная эволюция
техники;
/—полезная нагрузка плотностью 55 кг/м’; /—жидкий кисло-
род; /—жидкий водород; /—уменьшенный обтекатель полезной
нагрузки; J—углеводородное горючее RP; «—ЖРД с раздвиж-
ными соплами
Фиг. 20. Схемы одноступенчатых крылатых МВКА
HLLV класса 4 для вывода полезной нагрузки весом
227 тс на низкую геоцентрическую орбиту
ными техническими проблемами при создании
крылатых МВКА являются проблемы устойчи-
вости, а для баллистических МВКА — проблемы
разработки теплозащитного экрана со створками,
открывающимися при работе основных ЖРД.
При исследованиях МВКА данного класса не-
которые наиболее жесткие ограничения, связан-
ные с задачами полета и полезными нагрузками
МВКА «Спейс Шаттл», не учитывались. Напри-
мер, не накладывались жесткие ограничения на
форму полезной нагрузки и ее плотность. Требо-
вания, связанные с возвращением на Землю по-
лезной нагрузки для аппаратов данного класса,
были минимальными. Время полета не считалось
критическим фактором, а боковая дальность не
влияла на конструкцию.
Исследовались одноступенчатые крылатые
МВКА большой грузоподъемности типа SSTO, ра-
ботающие на двух видах горючего. Хотя весовые
параметры одноступенчатых МВКА более чув-
ствительны, выбор одноступенчатой схемы позво-
ляет избежать многих проблем, например, спасе-
ния первой ступени.
Один из вариантов МВКА представлен па
фиг. 21. Стартовый вес аппарата 5616 тс, вес по-
лезной нагрузки 227 тс. Для обеспечения мини-
мального веса конструкции поперечное сечение
фюзеляжа было выбрано почти круговым, а отсек
полезной нагрузки был размещен в передней час-
ти. На стартовом участке переднее положение по-
лезной нагрузки улучшает устойчивость, а при
входе в атмосферу избыточная устойчивость ис-
ключалась малым весом груза, доставляемого на
Таблица 13
Характеристики одноступенчатых крылатых МВКА
HLLV класса 4 (стоимость в ценах 1976 г.)
Характеристики	Схема 1 (основная)	Схема 2
Стартовый вес, тс	6900	4800
Сухой вес, тс	610	300
Стоимость разработки, млрд, долл.	8.0	7.0
Стоимость полета, млн. долл.	6,7	3,6
Стоимость топлива, млн. долл.	1,88	0,7
/—отсек полезной нагрузки; /—бак с жидким водородом;
/—бак с жидким кислородом; 1—баки с углеводородным го-
рючим RP в крыле; 5—четыре ЖРД. работающие на угле-
водородном горючем; «—восемь кнелородио-водородных ЖРД:
7—два внешних ЖРД. перемещенные и отсек полезной на-
грузки перед сходом с орбиты
Фиг. 21. Одноступенчатый крылатый МВКА SSTO
большой грузоподъемности, оснащенный
двухтопливной силовой установкой
Землю (не более 2% веса нагрузки, выводимой на
орбиту).
Силовая установка состоит из параллельно ра-
ботающих ЖРД, часть которых использует углево-
дородное горючее RP и жидкий кислород, а дру-
гие — жидкий водород и жидкий кислород. ЖРД
на жидком кислороде и горючем RP обеспечива-
ют дополнительную тягу при старте и на началь-
ном участке траектории. При исследовании кон-
цепции «двухтопливной» силовой установки МВКА
с вертикальным стартом выяснилось, что для раз-
мещения горючего RP требуется только подобрать
необходимый объем крыла. При установке двух
гондол с ЖРД над корневой частью крыла жидкие
кислород и водород можно разместить внутри фю-
зеляжа в обычных цилиндрических баках, кото-
рые формируют внешние обводы МВКА. На МВКА
с горизонтальным стартом жидкий кислород удоб-
нее разместить в крыле, которое имеет значитель-
ные внутренние объемы.
Если допустить, что цилиндрическая форма
фюзеляжа МВКА приемлема с точки зрения аэро-
динамического нагрева и летных характеристик
МВКА, то выбор этой конфигурации обеспечивает
значительное уменьшение веса конструкции. Од-
нако возникает проблема сдвига ц. т. назад из-за
установки ЖРД в хвостовой части фюзеляжа. Кро-
ме того, как показывает практика, увеличение раз-
меров и веса летательных аппаратов также способ-
ствует смещению назад ц. т. Кривизна нижней
части фюзеляжа отличает рассматриваемый МВКА
от обычных компоновок с почти плоской нижней
частью фюзеляжа. Однако это положение можно
исправить путем увеличения толщины теплозащит-
ного покрытия.
Для управления положением ц. т. предлагается
на орбите перед входом в атмосферу отстыковы-
вать внешние гондолы с ЖРД и топливными ба-
ками и устанавливать их в носовом отсеке полез-
ной нагрузки. Это обеспечит изменение центровки
от 75,7% до 69,8% характерной длины.
21
Таблица 14
Весовые характеристики рассматриваемого
крылатого одноступенчатого МВКА представлены
в табл. 14.
Помимо одноступенчатого крылатого МВКА в
докладе был рассмотрен аппарат с двумя крыла-
тыми ступенями, состыкованными своими нижними
поверхностями. ЖРД работают параллельно и
имеют закольцованную систему питания от стар-
товой ступени к орбитальной. Одним из основных
преимуществ данной схемы является улучшенная
центровка как орбитальной, так и стартовой сту-
пеней по сравнению с одноступенчатым МВКА
SSTO большой грузоподъемности. В передней
части стартовой ступени можно разместить марше-
вые ВРД, в передней части орбитальной ступени —
более тяжелые основные топливные баки, а грузо-
вой отсек — за ц. т., поскольку тяжелая полезная
нагрузка из космоса возвращаться не будет. ЖРД
стартовой ступени работают на жидком кислороде
и метане, в то время как ЖРД орбитальной сту-
пени используют жидкие кислород и водород.
Другой рассмотренный двухступенчатый кры-
латый МВКА отличался тандемным расположе-
нием ступеней (фиг. 22). Стартовый вес МВКА
4082 тс, вес полезной нагрузки 227 тс. Первая сту-
пень имеет переходник, который для обеспечения
требуемой аэродинамики ступени должен убирать-
ся в отсек, имеющий створки с теплозащитным
покрытием. Створки и приводы могут иметь боль-
шой вес, однако помогут решить проблему устой-
чивости.
С точки зрения эксплуатационных затрат кры-
латые МВКА выгоднее баллистических, так как
стоимость топлива, посадки и восстановительного
ремонта для них ниже.
Были рассмотрены также проекты одноступен-
чатых баллистических МВКА для доставки в кос-
мос тяжелых грузов при сравнительно малой час-
тоте полетов. Преимущества аппаратов баллисти-
ческого типа были использованы при реализации
космических программ
«Меркурий». «Джемини»
и «Аполлон». Одной ин-
тересной особенностью
космических кораблей
«Меркурий» и «Апполон»
является то, что при на-
личии фермы с двигателя-
ми системы аварийного
прекращения полета они
были устойчивы при дви-
жении фермой вперед;
после сбрасывания по-
следней устойчивым было
движение капсулы осно-
ванием вперед.
/—орбитальная ступень: 2
переходный отсек; 3—стар го
нам ступень: 4— маршевые
ВРД. работающие на участ-
ке возвращении стартовой
ступени
Фиг. 22. Двухступенча-
тый крылатый МВКА
HLLV с тандемным рас-
положением ступеней
(стартовый вес 4082 тс,
полезная нагрузка 227 тс)
Весовая сводка крылатого одноступенчатого МВКА
	Вес, кге
Крылья	21 264
Хвостовое оперение	4 677
Фюзеляж	131 834
Система теплозащиты	28 588
Система посадки	8 571
Силовая установка	77 005
Реактивная система управления	14 860
Система орбитального маневрирования	6111
Система преобразования и распределения элект- роэнергии	5 442
Гидравлическая система	2 128
Органы аэродинамического управления	2 410
Бортовая электронная аппаратура	1 468
Система кондиционирования	423
Весовой резерв	23 441
«Сухой» вес	3.10 049
Приспособления для размещения полезной наг- рузки	227
Возвращаемая полезная нагрузка	4 535
Остаток жидкостей	4 210
Посадочный вес	339 051
Весовой резерв системы орбитальною .маневри- рования и реактивной системы управления	82
Нес МВКА при входе в атмосферу	339 132
Вее топлива реактивной системы управления при входе в атмосферу	3 105
Вес перед сходом с орбиты	312 237
Вес топлива реактивной системы стабилизации и управления, расходуемого на орбите	16 544 9
Вес нагрузки, выводимой па орбиту	222 222
Остаток топлива после вывода на орбиту	25305
Потерн в полете	21 260
Топливо, расходуемое на стартовом участке	4 988 662
Полный стартовый вес	5616 231
Горючее и окислитель одного из рассмотрен-
ных МВКА (фиг. 23) можно разместить в боль-
ших баках относительно простой конфигурации.
Каждый ЖРД МВКА, работающий на углеводо-
родном горючем RP, рассчитан на тягу 571 тс на
уровне моря (расчетная тяга каждого ЖРД SSME
МВКА «Спейс Шаттл» ~170 тс). При стартовом
весе 6800 тс этот одноступенчатый аппарат смо-
жет вывести на орбиту полезную нагрузку весом
227 тс. В теплозащитном экране основания МВКА
имеются специальные вырезы для ЖРД. Тепло-
защита днища с вырезами для ЖРД представляет
собой весьма сложную задачу.
В одной конструкции (фиг. 24, А), принятой за
базовую, отверстия для ЖРД не имеют створок.
Кислородно-водородные ЖРД будут оснащены
раздвижными соплами, которые укорачиваются
при взлете и имеют кольцевые теплозащитные эк-
раны у горла сопла и на узкой части сдвигаемой
секции сопла. Дифференциальное дросселирование
22
I отсек полезной нагрузки; 1—бак с углеводородным
горючим: 3—бак с жидким кислородом: -г-бак с жид-
ким водородом: Л 12 кислородио-углеиодородиых ЖРД
С высоким давлением я камере сгорании 6—12 кисло
родни водородных ЖРД SSME
Фиг. 23. Одноступенчатый баллистический МВКА
HLLV с двухтопливной силовой установкой
(стартовый вес 6800 тс, полезная нагрузка 227 тс)
6
7—основной вариант: И-альтернативный вариант:
1 старт, вход в атмосферу и посадка; Б—полет на
больших высотах;
I кисло|к>дио-водородный ЖРД: 2—кислородно-углево-
дородный ЖРД: 3—замковый механизм; 4—зазор между
крышками сопловых отверстий и соплами ЖРД; 5—
крышки, закрывающие отверстия для сопл ЖРД: 6—
вращающаяся рама; 7-верхнее герметизирующее коль-
цо: S— пи ж и ее герметизирующее кольцо
Фиг. 24, Схема взаимодействия кислородно-во-
дородиых ЖРД с раздвижными соплами, углево-
дородных ЖРД, теплозащитного экрана и сопл
одноступенчатого баллистического МВКА
ЖРД применяется для управления на первых эта-
пах набора высоты, при достижении определенной
высоты полета сопла кислородно-водородных
ЖРД раздвигаются с целью увеличения тяги.
При входе в атмосферу сопла укорачиваются.
С целью теплозащиты двигателя через охлаждаю-
щую рубашку сопла прокачивается топливо.
В другой конструкции (фиг. 24, Б) для тепло-
защиты днища с ЖРД используется вращающаяся
рама, которая проворачивается над отверстиями
теплозащитного экрана и отпускается с помощью
замковых механизмов вниз таким образом, что
крышки входят в отверстия экрана и фиксируются
в этом положении. Сопла углеводородно-кислород-
ных ЖРД имеют небольшую длину, поскольку
требуется обеспечить зазор для вращающейся
рамы.
Обе предложенные конструкции являются до-
вольно сложными и громоздкими, и их создание
будет весьма затруднительным. Кроме чисто ме-
ханических проблем, потребуется большой запас
охладителя для защиты теплозащитного экрана
при работе основных ЖРД на стартовом участке.
Эта проблема для тяжелых баллистических аппа-
ратов представляется очень сложной, поскольку
большая площадь основания МВКА подвергается
воздействию факелов двигателей и должна охлаж-
даться.
Другие проблемы, препятствующие созданию
баллистических МВКА, связаны с обеспечением
приводнения аппаратов и использованием пара-
шютной системы. ЖРД используются почти до мо-
мента приводнения, поэтому в момент погружения
в воду их температура будет высокой и возмож-
ность повторного использования ЖРД даже после
проведения восстановительного ремонта останется
под вопросом. Поскольку для МВКА данного клас-
са потребуется гигантская парашютная система,
может возникнуть и ряд неизвестных ранее техни-
ческих проблем, связанных с масштабными эффек-
тами. Еще не определены расчетные нагрузки, воз-
пикающие в момент приводнения (они зависят от
состояния водной поверхности, угла удара о воду,
скорости ветра и многих других параметров).
ПРОБЛЕМЫ РАЗРАБОТКИ МВКА КЛАССА 4
Одноступенчатый крылатый МВКА HLLV яв-
ляется весьма предпочтительной космической
транспортной системой, несмотря на проблему
обеспечения устойчивости и управляемости. Вы-
полненные исследования имели целью лишь опре-
деление уровня развития техники, необходимого
для создания подобного аппарата, и не включали
разработку конкретного проекта, отвечающего за-
данным требованиям.
Были исследованы некоторые критические воп-
росы создания одноступенчатых МВКА.
В частности, предложено несколько концепций
топливных баков сотовой конструкции. Необходим
анализ крыльев легкой конструкции. Могут быть
выявлены многочисленные перспективные кон-
структивные схемы в связи с широким диапазоном
условий нагружения и нагрева. При разработке
фюзеляжа МВКА могут быть использованы ре-
зультаты выполняемых в настоящее время авиа-
ционно-космических программ.
Для крылатого одноступенчатого МВКА фун-
даментальной проблемой является управление по-
летом при спуске в атмосфере. Необходимо, в
частности, определить потребные углы поворота
основных ЖРД в карданном подвесе. Для двух-
ступенчатых крылатых МВКА проблема устойчи-
вости и управляемости может оказаться более
простой.
В случае выбора двухступенчатой схемы
МВКА с последовательным расположением крыла-
23
тых ступеней важной задачей является определе-
ние нагрузок, воздействующих на МВКА на стар-
товом участке, и соответствующих требований к
системе управления полетом. Это обусловлено
спецификой двухступенчатого МВКА, у которого
ц. т. перемещается в широких пределах по мере
расхода топлива стартовой ступени.
Для баллистических МВКА HLLV основные
проблемы связаны с конструкционными материа-
лами силовой установки. По сравнению с крыла-
тыми МВКА, совершающими посадку недалеко от
средств обеспечения и обслуживания, приводнение
баллистических МВКА затрудняет их эксплуата-
цию. Для одноступенчатых МВКА необходимо соз-
дание легких баков для горючего и окислителя.
Для обеспечения жизненности концепции односту-
пенчатого баллистического МВКА баки должны
быть многофункциональными. Необходимо знать
совместимость с различными видами горючего и
проницаемость наиболее перспективных легких
материалов, в частности, композицонных, которые
могут быть использованы в конструкциях топлив-
ных баков для жидкого водорода, метана и угле-
водородного топлива. В результате исследования
МВКА HLLV класса 4 были сделаны следующие
выводы:
создание одноступенчатых крылатых МВКА
связано с решением проблемы устойчивости, кото-
рая может быть упрощена перемещением баллас-
та или развитием техники активного управления;
двухступенчатые схемы крылатых МВКА обес-
печивают лучшую устойчивость;
на баллистических МВКА необходимы тяже-
лые теплозащитные экраны, разработка которых
весьма сложна; значительной проблемой остаются
выбор и разработка системы спасения и обеспече-
ния возможности повторного использования после
приводнения;
эксплуатационные расходы для крылатых
МВКА HLLV ниже, чем для баллистических, в свя-
зи с меньшими расходами на топливо, посадку и
восстановительный ремонт;
разработка крылатых МВКА может обеспечить
техническую базу для дальнейших работ по созда-
нию воздушно-космических транспортных систем
большой грузоподъемности.
/—BKC (орбитальная ступень МВКА); 2—первая ступень
МВКА: 3—16 ЖРД. работающих на жидком кислороде и ме-
тане; 4—бак с жидким водородом; 5—отсек полезной нагрузки:
• баки с жидким кислородом; 7—ТРД первой ступени для
позвращения к месту старта; S— бак с жидким метаном
Фиг. 25. Двухступенчатый крылатый МВКА
HLLV класса 5 с вертикальным стартом
И горизонтальной посадкой
МВКА HLLV КЛАССА 5
(полезная нагрузка 300—460 тс)
В докладе директора космического центра
им. Джонсона К. Крафта, представленном на 15-й
ежегодной конференции американского института
авиации и космонавтики и посвященном концеп-
ции спутниковой солнечной электростанции, отме-
чается необходимость создания экономичного, пол-
ностью сохраняемого перспективного МВКА для
доставки в космос тяжелых объектов.
В процессе оценки спутниковой солнечной элек-
тростанции рассматривался ряд вариантов транс-
портных систем, из которых был выбран двухсту-
пенчатый крылатый МВКА с вертикальным стар-
том и горизонтальной посадкой.
Схема этого аппарата (фиг. 25), имеющего
стартовый вес ~9525 тс, была оптимизирована с
целью обеспечения экономичной доставки полез-
ной нагрузки весом 380—425 тс на низкую гео-
центрическую орбиту. МВКА длиной 154 м имеет
две крылатые ступени. Размах крыла первой сту-
пени ~80 м. Посадочный вес второй (орбиталь-
ной) ступени ~390 тс. т. е. приблизительно вдвое
больше посадочного веса самолета Боинг 747.
Расчеты стоимости одного полета данного пер-
спективного МВКА показывают, что значительная
ее часть будет приходиться на стоимость топлива.
Для уменьшения относительно высокой стоимости
горючего для двигателей первой ступени предпо-
лагается использовать метан вместо жидкого во-
дорода, а для двигателей второй ступени — жид-
кий водород. В качестве окислителя будет приме-
няться жидкий кислород.
При каждом полете МВКА будет осуществлять-
ся доставка компонентов солнечной электростан-
ции, строительных материалов и необходимых кон-
струкций общим весом до 425 тс.
Предварительно для указанного МВКА выбра-
на орбита высотой 480 км и наклонением ЗГ. Па-
раметры орбиты обеспечивают возможность осу-
ществления двух запусков МВКА в день с трехча-
совым интервалом со стартового комплекса в кос-
мическом центре нм. Кеннеди (шт. Флорида) [7, 8].
Первоначальная схема этого аппарата, выбран-
ная в ходе предварительных исследований NASA и
ряда фирм, представлена на фиг. 26. Стартовый
вес МВКА 9525 тс, а расчетный вес выводимой по-
лезной нагрузки 381 тс [4].
Фиг. 26. Первоначальная схема двухступенчатого
крылатого МВКА класса 5 для вывода полезной
нагрузки весом 381 тс (для сравнения приведена
схема МВКА «Спейс Шаттл»)
24
/-вторая ступень МВКА в конфигурации для входа в атмо-
сферу; 2—восемь ЖРД SSME со степенью расширения
сопла 77.5; 3—отсек для размещения полезной нагрузки
плотностью 75 кг/м’; 4—вторая ступень МВКА; 5-первая
ступень МВКА; 6—16 ЖРД. работающих па кислороде и
углеводородном горючем, со степенью расширения сопла
42.5: 7—шесть посадочных ЖРД SSME со степенью расши-
рения сопла 20
Фиг. 27. Схема двухступенчатого баллистического
МВКА HLLV класса 5 для вывода на орбиту
полезной нагрузки весом 405 тс
На фиг. 27 представлен двухступенчатый бал-
листический МВКА класса 5. Стартовый вес
МВКА 10 464 тс, вес полезной нагрузки 405 тс, тя-
говооруженность 1,245. Характеристики ЖРД. ис-
пользуемых в первой и второй ступенях данного
аппарата, представлены в табл. 15.
Таблица 15
Характеристики ЖРД двухступенчатого
баллистического МВКА HLLV класса б
Сту- пень	Степень расшире- ния сопла. е	Количество ЖРД	Тяга в пу- стоте, тс	Скорость истечения газов, м/с	Удельный импульс, с
1	42.5	16 ЖРД, работаю- щих на жидком кислороде и угле- водородном го- рючем RP-1	863	3441	350,7
2	77,5	8 ЖРД SSME	209	4468	456,2
Предполагается, что для данного МВКА стои-
мость доставки на низкую околоземную орбиту
1 кге полезной нагрузки будет ~22 долл. Разработ-
ка двухступенчатого баллистического МВКА
HLLV класса 5 может быть начата при современ-
ном уровне развития техники. МВКА рассчитан на
эксплуатацию в течение 14 лет при 3125 полетах
в год [14].
МОДИФИКАЦИИ ЖРД SSME
Исследования перспективных МВКА HLLV
предполагают использование в этих аппаратах
кислородно-водородного ЖРД SSME МВКА
«Спейс Шаттл».
Силовые установки для перспективных МВКА
могут быть созданы на основе ЖРД SSME. В на-
I—основной стартовый РДТТ МВКА «Спейс Шаттл»; 2 стар-
товый ускоритель с четырьмя ЖРД SSME-35, работающими
на жидком кислороде и жидком водороде; 3—стартовый уско-
ритель с четырьмя ЖРД I-RBE. работающими на жидком
кислороде и метане; 4—стартовый ускоритель с четырьмя
ЖРД SSBE, работающими на жидком кислороде, водороде
и углеводородном горючем RP-I
Фиг. 28. Стартовые РДТТ для перспективных МВКА
стоящее время рассматриваются два варианта усо-
вершенствованных двигателей: ЖРД SSME-35 для
вывода полезной нагрузки на низкие геоцентриче-
ские орбиты и ЖРД SSME-150 для всего диапа-
зона высот, в котором будет эксплуатироваться
МВКА SSTO. ЖРД SSME-35 будут применяться
в составе стартовых ускорителей на жидком топ-
ливе.
Кроме этого, другие перспективные модифика-
ции ЖРД SSME будут предусматривать исполь-
зование углеводородных топлив вместо водорода.
Например, ЖРД SSBE (Space Shuttle Booster
Engine) будет использовать в качестве топлива
. .	Т а б л и ц а 16
Характеристики ЖРД SSME и его перспективных
модификаций
Характеристики	Тип ЖРД				
	SSME	SSME-35	SSME-I5O	SSBE	LRBE
Тяга, тс: на уровне моря	170	206.2	183,7	212	226,8
в пустоте	213	228,2	210-217’	—	—
Топливо	Жидкий О., жидкий н,	Жидкий О.,. жидкий Hi	Жидкий Оь жидкий на	ЖнакнЙ Ofc RP-1 и жидкий н,	Жидкий О,, жидкий метан СН.
Охладитель	—	—	н.	н,	Н,
Степень расшире- ния сопла	77.5	35	50—150	35	35
Дпнление в камере сгорания, кгс/см*	209	227	211	227	227
Весовое соотноше- ние окислителя и го- рючего	6/1	6/1	6/1	2.8 1	3.5/1
Удельный импульс, с: на уровне моря	363,2	406	391	331	325
в пустоте	455.2	415	450-164	361	355
Вес, тс	3.9	2.87	3.6	3.1	2.87
Длина, и		3,71	1.5-5,56	3,71	3.71
Сечение головки двигателя, м	2,67x2.4	2.67X3.4	2.67x2.4	2.67X2,1	2.67X2.4
Диаметр выходного сечении сопла, м Ресурс, ч	2,39 7.5	1.6 7.5	3.2 (с насад- ком)	1.6	1.6
Число запусков	55	".	—	—	—
♦ Соответственно со	сложенным к выдвинутым сопливым насадком.				
25
кислород и углеводородное горючее RP-1, а водо-
род—в качестве охладителя. ЖРД LRBE (Liquid
Rocket Booster Engine), работающий на кислоро-
де и метане, является эффективным альтернатив-
ным вариантом концепции применения ЖРД с уг-
леводородным топливом (фиг. 28).
Основные характеристики ЖРД SSME и его
перспективных модификаций представлены в
табл. 16 [6].
I Defense/Spacc Business Daily, 1978, v. 99, 17/VIII, N 32.
p. 222
2.	Bell M. W. Space shuttle vehicle growth options.
AIAA Paper N 78—1656
3.	Baker D. Cargo spaceships alter shuttle.
Flight International, 1979, v. 115, 17/111, N 3652, p 836—838
4.	В e 11 M. W. Advanced launch vehicle systems and tech
nology.
Spaceflight, 1978, v. 20, N 4, p. 135—142.
5.	A forecast of space technology 1980—2000.
NASA SP 387, 1976.
6.	К i r b у F. M. Potential SSME modifications provide
extended capabilities for future applications.
AIAA Paper N 78—976.
7.	Kralt С. C. The Solar power satellite concept — the
past decade and the next decade.
AIAA Paper N 79-0534, p. 8
8.	Woodcock G. R. Solar power from space: potential
large scale enterprise.
Journal of Contemporary Business, 1979, v. 7, N 3, p. 134.
9.	Brien E P., MacConochic I. O. Several prelimi-
nary designs for heavy-lift earth-to-orbit transports.
AIAA/NASA conference on advanced technology for future
space systems. Paper N 79—0898. May 8—10, Hampton. 1979
10. Henry B. Z., Eldred С. H. Advanced technology and
future earth-to-orbit transportation systems.
AIAA Paper N 77—530. p 8.
II.	Aviation Week and Space Technology, 1976, v. 105, 8/XI.
N 19, p. 134-136
12.	В a ker D. Space Shuttle debut.
Flight International, 1976, v. 110, 25/IX, N 3524. p, 981.
13.	Spaceflight, 1977, N 3, p. 87-89
14.	Woodcock G, R. Solar satellites. Space key to our
power future.
Astronautics and Aeronautics, 1977, v. 15, VII/VIII, N 7/8.
p. 30-43.
Референт H. H. Новичков.
УДК 629.7
669.295
ТИТАНОВЫЕ СПЛАВЫ В АВИАСТРОЕНИИ
За последние два десятилетия в авиационно-
космической промышленности резко возросло ис-
пользование титановых сплавов. Динамику роста
объема производства титана и его сплавов иллю-
стрируют следующие цифры: 1937 г. — 0,5 кге,
1944 г. —59 кге, 1950 г, —50 тс, 1960 г. —7000 тс
и 1970 г.— 17 500 тс. Основным потребителем ти-
тана является авиационно-космическая промыш-
ленность.
Механические характеристики чистого титана
во многом зависят от газообразных примесей, типа
кислорода, азота и водорода. Влияние кислорода
и азота на механические характеристики титана
показано в табл. 1. Наличие водорода в титане ве-
дет к охрупчиванию и может быть причиной воз-
никновения усталостных трещин. Сравнение раз-
личных конструкционных сплавов по удельной
Таблица 1
Влияние содержания О2 и N: на механические
характеристини коммерчески чистого титана
Марка ти- тана по спепнфн- канин IMI	tep- жзнне О,.	Содержа- ние %	Предел текучести, кгемм*	Предел прочности при растя- женим, кге мм*	Удлинение,
115	0.07	0,0075	20,5	29,5 47.0	25
130	0,20	0,009	31,5	47,0-62.7	16
160	0,30	0,01	44,0	55,0-75,5	16
прочности при растяжении (отношение предела
прочности к плотности) показывает преимущество
титанового сплава Т1—6А1—4V, являющегося од-
ним нз наиболее распространенных из-за хорошего
сочетания характеристик свариваемости, формуе-
мости и прочности. Для более полной оценки эф-
фективности применения титановых сплавов в кон-
струкции необходимо также учитывать их показа-
тели при работе на сжатие и с точки зрения уста-
лостной прочности.
Известно,-что в случае применения более проч-
ных материалов потребные толщины уменьшаются
и поэтому при работе конструкции на сжатие воз-
никает проблема обеспечения устойчивости без
потери эффективности. Формула для определения
критических напряжений местной потерн устойчи-
вости (/') имеет вид:
где Е — модуль упругости, р — плотность материа-
ла, / — толщина обшивки и b — шаг подкрепляю-
щих элементов. Поскольку прикладываемая сжи-
мающая нагрузка P=[tb, то после подстановки
получается
где £|3/р является критерием эффективности при
работе на сжатие.
26
Таблица 2
Показатели эффективности панелей из различ-
ных материалов при продольном сжатии в виде
зависимостей отношения критических напряжений
к плотности материала от нагружения также сви-
детельствуют о преимуществах панелей из титано-
вых сплавов. Например, сравнение равнопрочных
подкрепленных панелей — монолитной из алюми-
ниевого сплава HID.58 и сварной из титанового
сплава Ti—6Al—4 V — при погонной сжимающей
нагрузке 715 кгс/см дает следующие результаты:
вес алюминиевой панели 7,73 кгс/м2,
вес титановой панели 5,62 кгс/м2.
Анализ усталостных характеристик в виде за-
висимости отношения максимальных напряжений
к плотности материала от числа циклов до разру-
шения вновь показывает преимущества титановых
сплавов перед алюминиевыми.
По характеристикам вязкости разрушения, оп-
ределяющим остаточную прочность материалов
при наличии повреждений и скорость роста тре-
мцин, титановые сплавы также превосходят алюми-
’ниевые.
Коррозионная стойкость титановых сплавов к
воздействию хлоридов и органических и неоргани-
ческих кислот достаточно высока в большом диа-
пазоне температур и концентраций, поэтому они
могут быть использованы практически без приме-
нения защитных покрытий.
Рабочие температуры титановых сплавов до-
стигают 350°С (у алюминиевых сплавов 150°С),
что в сочетании с высокой удельной прочностью и
хорошей коррозионной стойкостью делает их весь-
ма привлекательными для использования в кон-
струкции сверхзвуковых самолетов.
Стоимость титановых сплавов достаточно высо-
ка, и это обстоятельство является одной из основ-
ных причин, ограничивающих их использование.
Соотношение стоимости материала и стоимости из-
готовления конструкций из титановых сплавов при
использовании обычных производственных мето-
дов такое же, как и для алюминиевых сплавов
приблизительно 1:4). В случае применения пер-
спективных технологических методов изготовления
деталей из титана трудоемкость может быть сни-
жена и соотношение стоимости материала и изго-
товления конструкции будет 3 : 2.
В 1967 г. стоимость листов толщиной от 0,8 до
2 мм из сплава Ti—6А1—4V составляла
8,8 ф. ст./кгс, а из алюминиевых сплавов —
1,1 ф. ст./кгс при стоимости изготовления конструк-
ций 2 ф. ст./ч. К 1978 г. цена титановых и алюми-
ниевых сплавов возросла соответственно до 18,4 и
2,42 ф. ст./кгс, а стоимость изготовления конструк-
ции— до 10 ф. ст./ч, т. е. за 11 лет цена на мате-
риалы увеличилась в два раза, а стоимость изго-
товления — в 5 раз. Однако за этот же период про-
изводство было модернизировано за счет использо-
вания станков с программным управлением, внед-
рения автоматизированных процессов клепки и т.д.
В целом с учетом повышения производительности
труда за 11 лет стоимость конструкций из алюми-
ниевых сплавов увеличилась в 3,3 раза, а из тита-
новых сплавов — в 2,8 раза. При такой тенденции
стоимостных показателей возможно, что в недале-
ком будущем применение титановых сплавов будет
экономически целесообразным.
Структура прямых эксплуатационных расходов
(в пенсах на пассажиро-километр)
Статьи расхода	Общие рас- ходы	Расходы, зависящие от веса	Расходы, зави- сящие от пер- воначальной (покупной) стоимости	Расходы, не зависящие от веса и стоимости
Экипаж	0,057	—	—	0,057
Топливо	0,066	0,029	—	0,037
Расходы за ис- пользование ВПП	0,023	0,023		—
Расходы за на- вигационное об- служивание	0,013	0,013	—	—
Техобслужива- ние	0,067	0,036	0,031	—
Амортизация	0,069		0,069	—
Ссудные отчис- ления	0,048	—	0,048	—
Страхование	0,009	—	0,009	—
Общие расходы	0,352	0,101	0,157	0,094
%	100	28,5	45	26.5
В табл. 2 приведен типовой состав прямых экс-
плуатационных расходов для дозвукового пасса-
жирского самолета. Снижение веса самолета при
обеспечении заданных полезной нагрузки и даль-
ности полета ведет к увеличению запаса по проч-
ности, тяге и топливу и к снижению нагрузки на
крыло, что, соответственно, позволит уменьшить
размеры самолета и, следовательно, еще более
снизить вес. Такое «лавинное» снижение веса даст
наибольший эффект на самолетах с небольшим
относительным весом полезной нагрузки. Сниже-
ние максимального взлетного веса на 1 кгс позво-
ляет снизить вес пустого дозвукового пассажир-
ского самолета малой и средней дальности полета
на 1,8 кгс, а сверхзвукового самолета — на 2,3 кгс.
Таким образом, эффект снижения веса на умень-
шение прямых эксплуатационных расходов за срок
службы оценивается экономией в 330 ф. ст. на
1 кгс. сэкономленного веса для дозвуковых само-
летов с относительным весом полезной нагрузки
25% и в 1100 ф. ст. для сверхзвуковых самолетов
с относительным весом полезной нагрузки 7%.
Следовательно, даже применение титановых спла-
вов относительно высокой стоимости для снижения
веса конструкции может дать значительный эконо-
мический эффект.
Снижение стоимости конструкций из титановых
сплавов будет достигнуто в основном за счет при-
менения прогрессивных высокопроизводительных
методов, к которым в первую очередь следует от-
нести сварку, склейку, диффузионную сварку,
сверхпластическое формование, литье, изотермиче-
скую штамповку, изотермическую прокатку и ме-
тоды порошковой металлургии.
Сварка. Большинство титановых сплавов хоро-
шо сваривается, что является очень ценным каче-
ством, так как потребные толщины элементов кон-
струкций из них сравнительно малы. Примером
сварной конструкции из титанового сплава может
служить задняя створка мотогондолы самолета
27
«Конкорд». Сварка выполнена вольфрамовым
электродом в среде инертного газа. Другим эффек-
тивным видом является электронно-лучевая свар-
ка, которая обеспечивает сварному шву механиче-
ские характеристики, близкие к основному мате-
риалу. Существует несколько разновидностей элек-
тронно-лучевой сварки, но практически все они
требуют вакуума, а поэтому размеры сваривае-
мых деталей зависят от размеров вакуумной ка-
меры.
Склейка представляется эффективным спосо-
бом соединения с точки зрения технологичности и
снижения стоимости изготовления. Однако в отли-
чие от алюминиевых сплавов основные трудности
склейки титановых сплавов связываются с проб-
лемой подготовки поверхности для обеспечения
необходимых адгезионных свойств с клеем и для
защиты клея от окисления, особенно при повышен-
ной температуре. Серьезность проблемы окисле-
ния клея и последующего снижения прочности
соединения иллюстрируется следующей количест-
венной оценкой: при температуре 200°С долговеч-
ность клеевого соединения алюминиевых сплавов
составляет 7000—8000 ч, а титановых сплавов —
менее 500 ч.
Диффузионная сварка. Данный метод соедине-
ния особенно эффективен в случае использования
титановых сплавов, поскольку, в отличие от других
материалов, окисная пленка способствует процессу
диффузии. Диффузионная сварка титановых спла-
вов проводится при температуре около 950°С.
Сверхпластическое формование. При темпера-
туре ~950°С ряд титановых сплавов находится в
сверхпластическом состоянии, что позволяет фор-
мовать их без местного утоньшения. К одному из
таких сплавов относится Ti—6 Al—4V, относитель-
ное удлинение которого в сверхпластнческом со-
стоянии достигает 1000%. Формование проводит-
ся обычно в закрытых прессформах с использова-
нием в качестве рабочего тела инертных газов
(аргона).
Литье. В последние годы для изготовления де-
талей из титановых сплавов применяется центро-
бежное литье в графитовые формы, однако при
производстве деталей конструкций летательных
аппаратов необходимо увеличивать запас по проч-
ности из-за большого разброса механических ха-
рактеристик литых материалов. Тем не менее
литье представляется перспективным методом по
сравнению с механической обработкой, особенно с
точки зрения снижения стоимости изготовления (1].
Изотермическая штамповка. Свойство сверх-
пластичности при температуре 920—950°С дает
возможность штамповать титановые сплавы в го-
рячих штампах при постоянной температуре. При
этом исключается проблема охлаждения штампов,
сокращается число переходов, повышается точ-
ность, уменьшаются объемы механической обра-
ботки и повышается коэффициент использования
материала.
Изотермическая прокатка разработана фирмой
Солар Тербайн для изготовления катаных профи-
лен из листовых заготовок. Процесс прокатки осу-
ществляется в валках из жаропрочных материалов
с местным подогревом заготовок. С увеличением
длины проката эффективность метода повышается,
при этом снижение стоимости изготовления может
достигать 40%.
Методы порошковой металлургии. При исполь-
зовании методов порошковой металлургии коэффи-
циент использования титановых сплавов увеличи-
вается до 80—85% и значительно снижается тру-
доемкость изготовления. Кроме тою, данные мето-
ды позволяют получить элементы конструкции с
заранее заданными свойствами, что обеспечивает-
ся правильным подбором состава порошкообразно-
го сырья. Существуют различные методы порош-
ковой металлургии, но для всех характерна проб-
лема обеспечения высокой чистоты, т. е. пробле-
ма исключения примесей. Экономическая эффек-
тивность порошковой металлургии была продс-
монстрировна на небольших деталях, изготовлен-
ных как холодным прессованием с последующей
агломерацией, так и горячим изостатическим прес-
сованием. Горячее нзостатнческое прессование для
титановых сплавов является наиболее эффектив-
ным и обычно проводится в автоклаве при давле-^^
нии 10,5 кге/мм2 и температуре, несколько мень^В
шей температуры бета-превращения [3].
Клепка. На сверхзвуковых самолетах с повы-
шенной рабочей температурой конструкции алю-
миниевые заклепки не обеспечивают требований
по ресурсу, а стальные приводят к значительному
увеличению веса. Указанные проблемы решаются
использованием титановых заклепок. Примером
может служить самолет «Конкорд», в конструк-
ции которого сначала предполагалось использо-
вать алюминиевые заклепки из сплава HID 54, но
после проведения усталостных испытаний с моде-
лированием реальных полетных условий из-за воз-
никновения трещин в основной и замыкающей го-
ловках они были заменены заклепками из никеле-
вого сплава Monel, а впоследствии — титановыми.
Специально разработанные заклепки из коммер-
чески чистого титана обеспечили выполнение тре-
бований по прочности и деформируемости [1].
Перспективные исследования. Объем примене-
ния титановых сплавов в конструкции самолетов^^
определяется условиями эксплуатации и эконом и
ческими факторами. Относительный вес титановых
сплавов в конструкции современных истребителей
США весьма различен: 2% для F-16, 12% для
F-18, 25% для F-14, 35% для F-15 и т. д. Програм-
мы перспективных исследований титановых спла-
вов, проводимые промышленными фирмами США
по контрактам с ВВС и ВМС, во многом аналогич-
ны и направлены на разработку наиболее эффек-
тивных методов изготовления конструкций и улуч-
шение характеристик сплавов, особенно вязкости
разрушения. Фирма Грумман по контракту с ВМС
ведет исследования таких методов изготовления, как
горячее нзостатнческое прессование, сверхпласти-
ческое формование, диффузионная сварка, элек-
тронно-лучевая сварка и их комбинации. Методом
горячего нзостатического прессования фирма
Грумман изготовила фюзеляжный фитинг крепле-
ния с глубокими карманами весом 0,7 кге из спла-
ва Ti—6 Al—6 V—2Sn для самолета F-14, при
этом снижение стоимости изготовления оценивает-
ся в 40%. Анализируя полученные результаты,
фирма сделала заключение, что в конструкции са-
молета F-14 методом горячего нзостатического
прессования может быть изготовлено около 400 де-
28
талей со средним снижением стоимости изготовле-
ния 30%. После успешного изготовления фюзеляж-
ного фитинга фирма Грумман перешла к отработ-
ке технологии изготовления узла крепления тор-
мозного подфюзеляжного крюка из сплава Ti—
6Al—4V для самолета F-18, В настоящее время
узел крепления тормозного крюка длиной 1346 мм
и весом 13 кгс изготавливается механической об-
работкой из штампованной заготовки с коэффи-
циентом использования материала 9:1.
Из комбинированных методов изготовления
наиболее перспективными представляются сочета-
ния: горячее изостатическое прессование —элек-
тронно-лучевая сварка и сверхпластическое фор-
мование —диффузионная сварка. Первым методом
фирма Грумман планирует изготовить шпангоут
мотогондолы самолета F-14, который конструк-
тивно будет состоять из четырех секций, изготов-
ленных горячим нзостатическим прессованием и
затем сваренных электронно-лучевой сваркой. Раз-
бивка на секции в этом случае позволит использо-
вать при прессовании автоклавы небольших раз-
меров. В результате исследования второго метода
юудут изготовлены сопла для самолета AV-8B и,
в перспективе после отработки технологии изго-
товления трехслойных сотовых панелей, передние
выдвижные балансировочные поверхности самоле-
та F-14.
Фирма Солар по контракту с ВМС исследует
возможность применения изотермической прокат-
ки для изготовления стенок кессонной части кры-
ла самолета F-14 и элементов лонжеронов (типа
поясов) крыла самолета F-18. На первом этапе ис-
следований будет изготовлена передняя стенка
[образного сечения длиной 3 м и толщиной 5 мм
из сплава Ti—6 Al—6 V—2Sn. Технологический
процесс изготовления стенки включает формование
заготовки из листового материала с радиусом гиб-
ки полок 6/ (/ — толщина материала заготовки) и
последующую прокатку в молибденовых валках с
местным подогревом. В случае успешного решения
методом изотермической прокатки будут изготав-
ливаться все восемь стенок кессона крыла самоле-
та F-14 (в настоящее время стенки изготавлива-
ется сваркой из двух прессованных профилей и
последующей механической обработкой с коэффи-
циентом использования материала 4:1). Т-образ-
ные полки лонжеронов крыла самолета F-18 будут
изготовлены из сплава Ti—6 Al—4V. Согласно
программе исследований фирма Солар будет зани-
маться изготовлением катаных элементов кон-
струкции, а фирмы Грумман и Нортроп будут про-
водить летные испытания. По предварительной
оценке, снижение стоимости изготовления в случае
изотермической прокатки будет составлять до
40% [3].
В настоящее время в самолетных конструкциях
наиболее широко применяются сплав Ti—6Al—4V
(для изготовления штампованных силовых деталей
и узлов в отожженном состоянии с пределом проч-
ности при растяжении ов = 92 кгс/м м2, крепежа в
состоянии STA и элементов конструкции мотогон-
дол и противопожарных перегородок из листового
материала), коммерчески чистый титан (напри-
мер, для трубопроводов воздушных систем) и вы-
борочно сплав Ti—6 Al—6 V—2Sn в состоянии
STA с Ов=П2 кге/мм2. Дальнейшее повышение
эффективности конструкций связывается в первую
очередь с использованием таких перспективных
сплавов с улучшенными характеристиками вязкос-
ти разрушения, как Ti—ЗА1—10 V—2Fe и
CORONA-5. Сплав Ti—ЗА1—10 V—2Fe имеет ов =
= 126 кге/мм2 и коэффициент интенсивности на-
пряжений при плоской деформации Aic =
= 142 кгс-мм~3F [2]. Сплав CORONA-5 с нор-
мальным химическим составом (Ti— 4,5 Al—5Mo—
1,5Сг) имеет минимальное значение Kic=
= 355 кгс-мм ~32 при ав = 95 кге/мм2. В ограничен-
ном эксперименте была получена величина коэф-
фициента интенсивности напряжений в условиях
коррозии под напряжением Alg<;e = 335 кгс-мм-33
при сохранении прочностных характеристик, хоро-
шей штампуемости, необходимой микроструктуры
для сверхпластического формования и без какой-
либо деградации свойств после электронно-луче-
вой сварки. При значении А1г = 248 кгс-мм~32 бы-
ла достигнута величина ств=НЗ кге/мм2. Резуль-
таты исследований свидетельствуют о том, что за
счет правильного выбора термообработки может
быть получено необходимое сочетание характерис-
тик вязкости разрушения и прочности, обеспечи-
вающее снижение веса конструкции.
Ведутся работы по введению в состав титановых
сплавов добавок иттрия, что позволит улучшить
технологичность при горячей обработке. В этом
случае снижение стоимости изготовления оцени-
вается в 10% [3].
1.	Н а г р u г N. F. Applications of titanium.
Aircraft Engineering, 1979, v. 51, I, N 1. p. 15—24.
2	Lovell D. T., Di so tel I M. A. Structural material
trends in commercial aircraft.
AIAA Paper N 78-1552.
3.	H i g h b e r g e r W. T. Advances in manufacturing
technology for titanium aircraft structures.
Metall Progress, 1979, v. 115, N 3, p. 56—59.
Референт E. П, Толстобров.
Индекс Hi83