Журнал "Техническая информация" ЦАГИ 1972 №17

Author: Сухоцкий Е.И.
Tags: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника журнал авиационное оборудование авиатехника авиастроение техническая информация
Year: 1972
Similar
Журнал "Техническая информация", ЦАГИ, 1980 № 2
Журнал "Техническая информация", ЦАГИ, 1979 № 22
Журнал "Техническая информация", ЦАГИ, 1980 № 11-12
Техническая информация 05
Text
                    ОТДЕЛЕНИЕ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ
ТЕХНИЧЕСКАЯ
И НФОРМАЦИЯ
Воздушно-космический челночный аппарат .............. 1
Новое в технике и разработке носителя челночного аппарата 3
Челночные орбитальные аппараты треугольной формы ... 11
Исследования входа летательных аппаратов в атмосферу 18
Проектные исследования воздушно-космического челноч-
ного аппарата....................................... 24
Проект воздушно-космического челночного аппарата фирмы
Норт Америкен....................................... 29
1972
Сканирование и обработка
Deathdoor
№ 17
ТЕХНИЧЕСКАЯ
ИНФОРМАЦИЯ
("ОБЗОРЫ И РЕФЕРАТЫ
ЛО МАТЕРИАЛАМ ИНОСТРАННОЙ ПЕЧАТИ)
ОТДЕЛЕНИЕ
НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЙ
ИНФОРМАЦН И
№ 17 (1207)
Сентябрь 1972 г.
XXXIII год издания
УДК 629.782
ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИЙ ЧЕЛНОЧНЫЙ АППАРАТ
Одной из главных задач космической програм-
мы США на 1970-е годы является разработка ме-
нее дорогих и сложных способов доставки нагрузок
на геоцентрические орбиты и проведения операций
в космосе. Возможным путем достижения этого яв-
ляется создание космической транспортной систе-
мы, состоящей из воздушно-космического челноч-
ного аппарата для вывода нагрузок на низкие гео-
центрические орбиты и возвращения их на Землю,
межорбитального транспортного аппарата для пе-
ремещения нагрузок с низких геоцентрических
орбит на синхронную геоцентрическую орбиту и с
геоцентрической орбиты на орбиты вокруг Луны.
Межорбитальный транспортный аппарат пред-
назначается для эксплуатации в условиях косми-
ческого пространства, вследствие чего доставка
этого аппарата в космос и возвращение его на Зем-
лю для смены оборудования, проведения ремонта и
проч, намечается осуществлять с помощью воздуш-
но-космического челночного аппарата, который ис-
пользуется для полетов по маршруту Земля —
низкая геоцентрическая орбита — Земля.
Космическая программа США на 1970-е годы,
заявил директор NASA Флетчер в сентябре
1971 г., исходит из того, что околоземное косми-
ческое пространство имеет исключительно важное
значение. Флетчер отметил, что программа хорошо
спланирована с точки зрения основных нужд стра-
ны. в том числе и национальной безопасности. Про-
грамма является предпосылкой более интенсивного
и рационального использования космоса в 1980 и
1990-х годах. Реализация программы «Аполлон»,
сказал Флетчер, позволила добиться огромного
технического прогресса, который может послужить
целям освоения ближнего космоса сначала с ис-
пользованием орбитальной станции «Скайлэб»
(запуск которой предполагается осуществить в
1973 г.), затем воздушно-космического челночного
аппарата, ввод которого в эксплуатацию намечен
на конец 1970-х годов, и. наконец, возможно, в
1980-х годах — долговременной орбитальной стан-
ции.
Исследования воздушно-космического челноч-
ного аппарата в США проводятся с конца 1950-х го-
дов научно-исследовательскими центрами NASA и
ВВС США при активном участии авиационно-кос-
мических фирм.
Возможности создания воздушно-космического
челночного аппарата обусловлены следующими
достижениями науки и техники за последнее деся-
тилетие: наличие надежных ЖРД с камерами сго-
рания высокого давления, работающих на высоко-
энергетическом топливе (жидкий водород и жид-
кий кислород) и характеризующихся малым
удельным весом и высоким к. п.д.; появление новых
конструкционных материалов; прогресс в области
космических полетов; разработка концепции входа
в атмосферу при большом угле атаки (до 60”),
вследствие чего конструкция аппарата подвергает-
ся меньшей тепловой нагрузке.
Воздушно-космический челночный аппарат
предназначается для выполнения следующих глав-
ных задач:
1)	доставка на расчетные орбиты спутников
научного и прикладного назначения, техническое
обслуживание и ремонт этих спутников на орбите,
возвращение на Землю материалов исследовании
и наблюдений со спутников, а также самих спут-
ников в случае выхода их из строя с последующим
ремонтом спутников и выводом их в космос;
2)	доставка членов экипажа на пилотируемую
орбитальную станцию и возвращение на Землю
сменяемых членов экипажа и результатов наблюде-
ний; материально-техническое обслуживание орби-
тальной станции;
3)	доставка на геоцентрическую орбиту отдель-
ных элементов конструкции космического летатель-
ного аппарата, собираемого на орбите;
4)	доставка на орбиту топлива для собираемого
на орбите космического летательного аппарата;
5)	спасение членов экипажа космического лета-
тельного аппарата, на котором во время полета в
космосе возникла аварийная ситуация.
Задачи использования воздушно-космического
челночного аппарата в полном объеме еще нс уста-
новлены, поскольку он должен отвечать не только
требованиям NASA, но и министерства обороны
США. Воздушно-космический челночный аппарат,
согласно сообщениям печати, предполагается ис-
пользовать для вывода на геоцентрические орбиты
спутников военного назначения, проведения развед-
ки из космоса, опознавания и, если необходимо,
уничтожения спутников противника и для защиты
своих спутников от действий противника.
Воздушно-космический челночный аппарат бу-
дет использован по программе ВВС США, зая-
вил министр ВВС Сименс в марте 1972 г. Около по-
ловины космических объектов военного назначения,
выведенных этим аппаратом на низкую геоцентри-
ческую орбиту, необходимо будет переводить с этой
Сканирование и обработка --------------
Deathdoor
орбиты на синхронную геоцентрическую орбиту. По
заявлению Сименса, в начальный период эксплу-
атации аппарата не будет существенной экономии
в общих расходах на военное использование космо-
са, поскольку снижение затрат на вывод нагрузок
будет почти полностью поглощено затратами на
сооружение наземных комплексов, изготовление и
эксплуатацию аппаратов. Но даже в начальный
период эксплуатации аппарат по экономическим
характеристикам может конкурировать с современ-
ными ракетами-носителями, рассчитанными на
одноразовое применение.
Необходимость в выводе на орбиты спутников
военного назначения весом до 18 тс учтена в техни-
ческих требованиях к воздушно-космическому чел-
ночному аппарату. Самым тяжелым спутником
военного назначения, выведенным США на орбиту
до настоящего времени, считается разведыватель-
ный спутник «Биг Берд» весом 11,3 тс. Необходи-
мость в спутниках весом до 18 тс свидетельствует
о том, что министерство обороны США предполага-
ет выводить на орбиту разведывательные и другие
спутники, которые по весу намного превзойдут за-
пускаемые спутники. Если показателем может слу-
жить нагрузка, выводимая воздушно-космическим
челночным аппаратом, такие спутники могут быть
весом до 29,5 тс.
Необходимость вывода на геоцентрические ор-
биты тяжелых нагрузок военного назначения по-
влияла на выбор концепции орбитальной ступени.
Были проведены исследования различных концеп-
ций орбитальной ступени и носителя, но в каждой
из них учитывалось требование военных о разме-
щении нагрузки весом 29,5 тс в грузовом отсеке
размерами 4,6 X 18,3 м в орбитальной ступени.
Другое важное для министерства обороны США
требование к орбитальной ступени связано с воз-
можностью маневрирования при входе ее в плот-
ные слои атмосферы и обеспечением боковой даль-
ности Ч-2700-3700 км.
Министерство обороны США стремится расши-
рить возможности космических систем. В настоя-
щее время космические системы используются для
связи, прогнозирования погоды, навигации, развед-
ки, картографирования, раннего обнаружения за-
пусков МБС и других задач. Считается, что если
воздушно-космический челночный аппарат будет
удовлетворять предъявляемым к нему требованиям,
то целый ряд военных задач, выполняемых в на-
стоящее время с помощью других средств, можно
будет выполнять из космоса.
ВВС США выдали в 1971 г. контракты ведущим
авиационно-космическим фирмам на исследования
перспективных военных космических операций, ко-
торые могут быть осуществлены после 1985 г. с
помощью космической транспортной системы.
Директор NASA Флетчер заявил в апреле
1972 г., что создаваемый воздушно-космический
челночный аппарат при необходимости может быть
запущен через несколько часов после принятия ре-
шения, а это позволит США быстро реагировать на
чрезвычайные обстоятельства, в том числе военные
ситуации, или принимать немедленные меры для
спасения космонавтов.
Проведенный NASA анализ показал, что для
обеспечения экономической эффективности воздуш-
но-космический челночный аппарат должен быть
рассчитан не менее чем на 100 полетов. Расходы,
связанные с полетом, возвращением на Землю, про-
ведением восстановительного ремонта носителя и
орбитальной ступени и подготовкой их к очередно-
му полету. NASA предполагает снизить до 1% стои-
мости аппарата.
Ввод воздушно-космического челночного аппа-
рата многократного применения в эксплуатацию
снизит, по сообщениям печати, на 25—30% стои-
мость затрат на разработку выводимых на орбиту
нагрузок. Это явится следствием менее жестких
ограничений веса и габаритов выводимой на орбиту
нагрузки, а также следствием того, что отпадет не-
обходимость принимать сложные меры для защи-
ты нагрузки от воздействия больших перегрузок,
вибраций, шумов и т. д. При доставке нагрузки в
космос с помощью воздушно-космического челноч-
ного аппарата воздействие этих факторов на на-
грузку будет меньше по сравнению с доставкой на-
грузки в космос с использованием ракеты-носителя.
При использовании воздушно-космического челноч-
ного аппарата нагрузка может быть возвращена на
Землю в случае неудачного запуска или выявив-
шихся неисправностей в системах или оборудова-
нии. Кроме того, при этом обеспечивается возвра-
щение нагрузки в заданный район и в связи с этим
отпадает необходимость в широкой сети поисково-
спасательных средств, применяемых в настоящее
время. Следует отметить, что отказ от использова-
ния ракет-носителей, которые будут заменены воз-
душно-космическим челночным аппаратом, значи-
тельно уменьшит загрязнение космоса.
Farrar. The Space Shuttle: Concept and Implicatians.
Spaceflight. 111. 1972;
G i 1 г u t h. To the Moon and Beyond.
The Aeronautical Journal of the RAS № 721, I, 1971;
Aerospace Dailv, 27/IX 1971; 11/1 1972; 17/111 1972;
20/1П 1972.
Референт H. И. Белов.
Фпрмы Мицубиси и Кавасаки сообщили, что они подписа-
ли контракты с министерством обороны на постройку 48
истребителей F-4EJ «Фантом». Стоимость контрактов более
323 млн. долл. Это второй заказ на самолеты F-4EJ в рамках
четвертой оборонной программы, рассчитанной на 1972
(апрель 1972 г. — март 1973 г.) — 1976 б. г. (апрель 1976 г. —
март 1977 г.) включительно. Фирма Мицубисн будет ответст-
венной за окончательную сборку самолетов.
Первые 24 из 48 самолетов F-4EJ будут поставлены мини-
стерству обороны в 1974 б. г., а остальные—в 1975 б. г.
Стоимость самолета приблизительно 7 млн. долл.
Министерство обороны получит от японских фирм с сере-
дины 1972 б. г. до конца 1977 б. г. 104 самолета F-4EJ. Пер-
вый контракт на производство самолетов F-4EJ был выдан
фирме Мицубиси в 1969 б- г. Последние контракты включают
производство фюзеляжей фирмами Мицубиси и Кавасаки на
сумму 157 млн. долл., двигателей фирмой Ишнкавазима-
Харима на сумму 41.3 млн. долл., электронного оборудования
восемью фирмами на сумму около 6 7 млн. долл , вспомога
тельного оборудования на сумму 53,3 млн. долл, н проч.,
включая колеса на сумму окаю 928,7 тыс. долл.
Фирма Мицубиси планирует начать поставлять по два
самолета в месяц с апреля 1974 г.
Министерство обороны подпишет дополнительно контракт
с японскими фирмами на поставку 22 самолетов в 1973 б. г.
Aerospace Daily, 20/IV 1972.
2
УДК 629764
НОВОЕ В ТЕХНИКЕ И РАЗРАБОТКЕ
НОСИТЕЛЯ ЧЕЛНОЧНОГО АППАРАТА
Одной из основных целей космической програм-
мы США является обеспечение низкой стоимости
транспортировки грузов с Земли на орбиту и об-
ратно при помощи систем, характеризующихся
многоразовостыо применения, регулярностью поле-
тов и эксплуатационной гибкостью. Носителю с го-
ризонтальным взлетом с силовой установкой из
ВРД присущи черты, которые делают его кандида-
том на такую систему, но, к сожалению, из-за от-
сутствия разработанной силовой установки продол-
жительность цикла его создания будет приблизи-
тельно десять лет. Целью настоящей статьи являет-
ся оценка состояния носителя с ВРД в свете пос-
ледних достижений в двигателестроении и в разра-
ботке конфигураций аппаратов. Делаются выводы,
что все основные проблемы, связанные с его созда-
нием, в частности в области гиперзвуковых сило-
вых установок, успешно решены благодаря недавно
завершенным исследованиям нескольких неболь-
ших экспериментальных двигателей. Остальные
ключевые проблемы обсуждаются вместе с некото-
рыми перспективными подходами к их решению.
Наконец, рассматриваются важные шаги, которые
потребуется сделать в начале 1980-х годов для соз-
дания гиперзвуковой системы с ВРД.
За последнее десятилетне многие исследования
были посвящены многоразовой системе вывода на
орбиту с первой ступенью, снабженной ВРД, По-
дробный обзор этих и других исследований, посвя-
щенных гиперзвуковому самолету, включая не-
сколько отрывков из первого варианта настоящей
статьи, приведен в журнале „Astronautics and
Aeronautics”, vol. 8, № 6, VI, 1970, pp. 30—41.
В этом обзоре были приведены основные результа-
ты этих исследований, и поэтому в данной статье
они не обсуждаются. Важным новым фактором со-
стояния разработки гиперзвукового самолета
является предложение NASA разработать челноч-
ный воздушно-космический аппарат с сохраняемой
первой ступенью с РД. Поскольку первая ступень
с ВРД обладает определенными потенциальными
техническими и эксплуатационными преимущест-
вами, данное исследование было предпринято с
целью проверки некоторых деталей вывода о том,
что аппарат с ВРД пока не конкурентоспособен для
челночной системы. Для этого проводится оценка
технического состояния обоих аппаратов и силовых
установок и определяется, что необходимо сделать
для создания эксплуатационной системы.
В настоящей статье под аппаратом с ВРД пони-
мается носитель с горизонтальным взлетом, способ-
ный выполнять операции, близкие к операциям,
выполняемым транспортными самолетами, и имею-
щий две сохраняемые многократного использова-
ния ступени (фиг. 1). Для анализа веса выводимой
нагрузки и других требований к заданиям исполь-
зуются результаты исследований челночного аппа-
рата, проведенных недавно по инициативе NASA,
характеризуемого сохранением стартовой ступени
с РД. Во всех вариантах в качестве второй ступе-
ни челночного аппарата рассматривается ступень
с РД.
На базе последних исследований носитель с
ВРД определен как бескрылый аппарат с несущим
корпусом, форма которого позволяет создавать
аэродинамическую подъемную силу и обеспечивает
компромисс между требованиями аэродинамики,
веса и объема, а также условиями стыковки ступе-
ней и размещения силовой установки. При выводи-
мой в космос нагрузке весом 9 тс стартовый вес
аппарата в одной из последних работ был принят
равным приблизительно 450 тс при стартовом весе
второй ступени 18 тс.
Влияние величины скорости в момент разделе-
ния ступеней на веса обеих ступеней и всей систе-
мы показано на фиг. 2. Эти зависимости отражают
типичное влияние второй ступени, выявленное при
изучении NASA челночной системы с РД и совмест-
ном исследовании NASA и фирмой Локхид первой
ступени носителя. Вторая ступень становится очень
большой при малых скоростях в момент разделе-
ния ступеней, что затрудняет се размещение на
первой ступени и отделение от нее. При скорости
в момент разделения 3000 м/сек, которая соответст-
вует минимуму суммарного веса системы, вторая
ступень весит приблизительно в два раза меньше
первой ступени, и в этом случае может быть до-
стигнута более благоприятная компоновка, обес-
печивающая хорошие аэродинамические характе-
ристики во всем диапазоне скоростей.
Фиг. I. Типичный челночный аппарат с несущим
корпусом и ВРД
Фиг. 2. Влияние скорости в момент разделения
ступеней на вес аппарата
3
В некоторых более ранних исследованиях, по-
добных одной из совместных работ NASA и фирмы
Локхид, предполагалось, что аппарат с ПВРД с до-
звуковым горением, имеющий скорость к моменту
разделения ступеней до 2100 м'сек, относительно
близок по характеристикам к аппарату с ГПВРД
(со сверхзвуковым горением), имеющему большую
скорость в момент разделения ступеней. Можно
считать, однако, что разработка ГПВРД достигла
в настоящее время такой стадии, когда с уверен-
ностью можно выбрать более благоприятные скоро-
сти в момент разделения ступеней. Основная цель
данной статьи состоит в том, чтобы изложить ре-
зультаты последних разработок ГПВРД со сверх-
звуковым горением, которые обосновывают эту
уверенность.
В данной работе предполагается, что силовая
установка первой ступени состоит нз ТРД, обеспе-
чивающих разгон до скорости, соответствующей
числу М = 3-?4, и ГПВРД для последующего раз-
гона до разделения ступеней. Выбор ТРД для ди-
апазона малых скоростей основывается на состоя-
нии разработки ТРД, предназначенных для сверх-
звуковых транспортных самолетов. Способность
летать со скоростями, соответствующими числам
М = 3,5—4, с применением водорода в качестве
топлива крайне желательна и, по-видимому, может
быть предсказана с учетом тенденции современно-
го развития авиационной техники. ГПВРД являет-
ся единственным типом ВРД, способным работать
в диапазоне скоростей от соответствующей числу
М = 3,5 до предполагаемой скорости при разделе-
нии ступеней.

V4V
75
50
\?5
Челночный аппарат
f ВД С Су маме )
•'	ио чиыа	*-
аппарат с ВРД ({ л
7,5 25 5,5 4.5 5,5 5,5 7,5
Скорость [км/сек]
-Вторая ступень
(траектория сми-
мееиая, угол /грома
0
Вторая ступень
(траектория сна-
/кения, угол крема 45°')
«s
£ 500
*”00
К
Челночный
аппарат
Челночный
аппарат е В ВЛ
О 15 05 554555 55 75
Расстояние от маска [м]
F)
о—траектории; б—максимальная температура
(на осевой линии иижней поверхности)
Фиг. 3. Характеристики нагрузок на
конструкцию челночного аппарата
Основные методы анализа и эксперимента в
аэродинамике, прочности и двигателестроении при
гиперзвуковых скоростях разрабатываются на про-
тяжении почти двадцати лет. Состояние теоретичес-
ких основ здесь приблизительно такое же. как и
для любого другого класса летательных аппаратов,
т. е. всегда имеется стремление к улучшению и усо-
вершенствованию, но имеющиеся в распоряжении
средства достаточны для анализа и определения
облика новых систем. Препятствия находятся в
других областях, которые будут рассмотрены ниже.
Многие сложные проблемы конструкции челноч-
ного аппарата с ВРД будут, по-видимому, решены
благодаря значительно расширенным программам
исследований, которые в настоящее время ориенти-
руются на создание новых материалов и технику
создания новых конструкций. Эти программы будут
иметь большое практическое значение при условии
успешной реализации челночной системы с РД.
Сходство аэродинамического нагрева обоих ва-
риантов системы показано на фиг. 3.
Траектории ракетного челночного аппарата вы-
бирались с учетом результатов совместных иссле-
дований NASA и фирмы Мак Доннелл-Дуглас. При
возвращении на Землю первая ступень имела угол
атаки, соответствующий с, макс> а вторая ступень —
соответствующий Кчакс с углом крена, необходи-
мым для достижения большой боковой дальности.
Траектории полета обеих ступеней'аппарата с РД
проходят на больших высотах с меньшими скоро-
стными напорами по сравнению с челночным аппа-
ратом с ВРД. Однако при снижении первой ступе-
ни с РД на режиме /Смаке она будет летать на вы-
сотах и при скоростных напорах приблизительно
таких же, как и для ступени с ВРД. .Максималь-
ные температуры на нижней поверхности аппарата
с ВРД показаны на фиг. 3 в виде узкой полосы,
поскольку они достигаются на разгонной части
траектории, где отклонения от номинальной траек-
тории будут малы, а пограничный слой почти всю-
ду будет турбулентный. Температуры аэродинами-
ческого нагрева первой ступени челночного аппара-
та с РД, конечно, зависят от траектории снижения,
и диапазон возможных температур достаточно ве-
лик, а его верхняя граница близка к температурам,
достигаемым аппаратом с ВРД.
Сбъейинеиие
ее Второй
стдпень/о
Ши пений корпус
С большим Внут-
ренним объемом
Лоро шее объединение
с силоВой установкой
Уменьшенный Вес
оа счет отсутствия
крыла при умеренном
сиа/кемии аороаинами-
ческого начестВа
Фиг. 4. Конфигурация челночного аппарата с ВРД (влияние на
вес выводимой нагрузки: приращение аэродинамического качества
на 1% позволяет увеличить выводимую нагрузку на 1%; прира-
щение удельной тяги на 1 % позволяет увеличить выводимую
нагрузку па 1.5%; увеличение веса конструкции на 1% приводит
к уменьшению выводимой нагрузки на 2,5%)
4
Вторая ступень челночного аппарата с РД на
большей части своей длины будет иметь гораздо
большие температуры, чем аппарат с ВРД. Таким
образом, темп программы исследования и разра-
ботки конструкции и материалов определяется не-
обходимостью создания конструкции многократно-
го использования и системы теплозащиты для вто-
рой ступени челночного аппарата с РД. Получен-
ные в этих исследованиях решения, по-видимому,
могут быть использованы как на аппарате с РД,
так и на первой ступени с ВРД. Уникальность про-
блем конструкции челночного аппарата с ВРД свя-
зана с охлаждаемой топливом конструкцией
ГПВРД со сверхзвуковым горением, который будет
рассмотрен ниже.
Хотя в настоящее время слишком рано предска-
зывать оптимизированную форму челночного аппа-
рата с ВРД, наиболее привлекательной концепцией
является форма с несущим корпусом, показанная
на фиг. 4. Отсутствие крыла уменьшает вес кон-
струкции при умеренной потере в аэродинамичес-
ком качестве, и, как можно видеть по величине вы-
водимой нагрузки, уменьшение веса конструкции в
2,5 раза эффективнее, чем такое же относительное
увеличение аэродинамического качества. Хотя ис-
следования компромиссов чувствительны к точной
форме анализируемого аппарата, аппараты с несу-
щим корпусом по характеристикам являются по
крайней мере сравнимыми с крылатыми аппарата-
ми, даже с учетом допущения того, что обе формы
имеют равные возможности объединения второй и
первой ступеней. В действительности первая сту-
пень в виде несущего корпуса предпочтительней в
том отношении, что она дает возможность почти
полностью «утопить» в ней вторую ступень и таким
образом снизить нагрузки и аэродинамический
нагрев второй ступени во время разгона. Такая
форма аппарата позволяет получить удовлетвори-
тельное сочетание двигателя с фюзеляжем, по-
скольку передняя часть нижней поверхности рабо-
тает как рампа предварительного сжатия воздуха
перед двигателями и задняя часть нижней поверх-
ности является частью сопла.
Проблема взаимодействия двигателя с плане-
ром и особенно взаимодействия между выхлопной
струей и воздушным потоком в задней части кор-
пуса с его огромным влиянием на донное сопротив-
ление, устойчивость, управляемость и балансиров-
ку является главным предметом исследования.
В недавней работе с упрощенными моделями по-
тока в лаборатории нм. Лэнгли для ряда частных
случаев были получены успешные решения. К дру-
гим областям исследований, которые потребуют
специального внимания, относятся сопротивление
в диапазоне трансзвуковых скоростей, определяю-
щее тягу ТРД. и разделение ступеней.
Как показано в верхней части фиг. 5, на протяже-
нии многих лет основное внимание уделялось не-
возможности провести испытания тонких тел при
гиперзвуковых скоростях и полностью турбулент-
ном обтекании. Это объяснялось не только тем, что
во время испытаний были малы числа Re, но и тем,
что турбулизаторы пограничного слоя оказались
неэффективными в создании турбулентного погра-
ничного слоя. В результате не существовало ни
одного удовлетворительного метода для заполнения
разрыва между испытаниями в аэродинамических
Лро мни е Логмомности
Ламинариь/и или пгрглобкый
пограничный слой <тирбила-
гаторы нооррюнтибны)	натура
Вогмомности 1969г.
УсоОгршенстбобанные	Уборная триба
агроЗинамичесние __
труры
набора тории
Лонгли Q 0OOJJ,---О****- '
бмибасмая тенденция
рагбития турбулентности
2	* 6 О 10	~20 «О 6030100 200 • 10 2 * * s * * В
6
i
I
Число бе
Фиг. 5. Расширение технических возможностей прогнозиро-
вания аэродинамических характеристик натурных гнпер-
звуковых аппаратов на основе испытаний в гнперзвуковых
аэродинамических трубах
трубах с малыми числами Re, ламинарным или пе-
реходным пограничными слоями и условиями поле-
та, в которых предполагался турбулентный погра-
ничный слой. Более того, было неизвестно, насколь-
ко большие числа Re потребуются от перспектив-
ных исследовательских установок.
Текущая программа исследований в лаборато-
рии нм. Лэнгли дает новые направления в этих об-
ластях. Впервые натурные числа Re были достиг-
нуты при обтекании гиперзвуковым потоком тела,
имеющего форму самолета. Это было достигнуто в
ударной трубе Корнельскон лаборатории при боль-
шом давлении с подогревом, достаточным только
для того, чтобы избежать сжижения воздуха. Ре-
зультаты испытаний показаны в нижней части
фиг. 5. В то же время были расширены возможно-
сти обычных аэродинамических труб в отношении
достижения больших чисел Re. Например, гипер-
звуковые трубы лаборатории им. Лэнгли позволя-
ют получить числа Re, определяемые по длине мо-
дели, равные 25 X 10*. В этих условиях было уста-
новлено, что на телах с большой стреловидностью
был в основном турбулентный пограничный слой.
Таким образом, полученные в настоящее время ре-
зультаты соответствуют предполагаемой турбулент-
ности при натурных числах Re. Требуется только
небольшая корректировка данных испытаний мо-
дели для оставшейся небольшой области лами-
нарного и переходного потоков. Возможность до-
стигать числа Re 25X10“, по-видимому, кажется
достаточной для испытаний, требуемых при разра-
ботке челночного аппарата с ВРД, при использова-
нии моделей длиной от 0,6 до 0,9 м.
Однако в некоторых условиях может возник-
нуть необходимость в большей детализации или
более точном моделировании, и поэтому потребует-
ся по крайней мере одна национальная гиперзвуко-
вая аэродинамическая труба, в которой могут ис-
следоваться большие модели (длиной приблизи-
тельно 3 м) на окончательном этапе разработки.
В качестве одного из недорогих путей достижения
таких возможностей при числе М = 7,6 предпола-
галось усовершенствовать аэродинамическую трубу
лаборатории им. Лэнгли, имеющую диаметр рабо-
чей части 2,4 л.
5
СОСТОЯНИЕ РАЗРАБОТКИ ГПЯРД
К началу 1965 г. исследования ГПВРД достиг-
ли такой фазы, когда общие технические оценки
стало возможным использовать для выбора на-
правления последующих программ исследований.
По этим оценкам сделан вывод о том, что ГПВРД
имеет большие потенциальные возможности, но
практическая его осуществимость и достижения
характеристик должны быть доказаны эксперимен-
тальным путем на комплектном двигателе. В ре-
зультате с участием ВВС, флота и NASA была на-
чата претенциозная техническая программа. Эта
программа никогда не достигала первоначально
намеченных размеров из-за других военных работ
и финансовых трудностей. Тем не менее в эту про-
грамму было вложено более 100 млн. долл, и были
достигнуты существенные результаты прежде все-
го путем разработки и экспериментальной оценки
большого количества небольших двигателей, пред-
назначенных для исследований.
В 1965 г. было отмечено, что существуют по
меньшей мере две концепции, которые сделали бы
возможной эффективную работу ГПВРД в широ-
ком диапазоне скоростей полета, — это концепции
«термического сжатия» и двухрежимного двигате-
ля. Особенности двухрежнмного двигателя могут
быть показаны на фиг. 6, где представлена схема
варианта гнперзвукового экспериментального дви-
гателя NASA на первом этапе его разработки. Этот
небольшой осесимметричный двухрежимный двига-
тель с изменяемой геометрией спроектирован для
работы в диапазоне чисел М от 4 до 8. Основное
внимание в проекте уделялось исследованию внут-
ренней аэродинамики, которое должно было прово-
диться на стендах и в полете на самолете Х-15.
Фаза летных испытаний не состоялась из-за пре-
кращения программы исследований самолета Х-15.
В результате доработки компонентов двигателя
на втором этапе исследований внутренние обводы
двигателя претерпели многочисленные изменения.
Схема двигателя на фиг. 6 достаточна для иллю-
страции принципа работы двухрежимного двигате-
ля. При рассмотрении схем в порядке уменьшения
числа М полета можно заметить, что ступени топ-
Ддухрежамный ддига тело со ступенчатым
дпрыслом /поили да
Число м= 6, сдерхзДуходое
горение
Число М от Ч до f,
доодулодое горение
Фиг. 6. Гиперзвуковой экспериментальный двигатель
NASA (первый этап)
Дивных форсунок, а также зона горения смещают-
ся по потоку к большим сечениям канала. При до-
звуковом горении форсунки размещены на уступе,
образуемом скользящим соединением, служащим
пламедержателем и источником воспламенения.
В этом случае сверхзвуковая камера сгорания ра-
ботает как дозвуковой диффузор на входе. Таким
образом, главной особенностью . этого двигателя
является наличие нескольких ступеней впрыска
топлива в расширяющейся зоне камеры сгорания,
геометрия которой удовлетворяет основным требо-
ваниям аэродинамики как при дозвуковом, так и
при сверхзвуковом горении.
В 1965 г. одним из основных вопросов, отно-
сящихся к проблеме осуществимости, было обеспе-
чение устойчивого и управляемого перехода от
одного типа горения к другому. Поскольку такой
переход прежде не пытались осуществить в одном
двигателе, могли встретиться неожиданные трудно-
сти. Более того, опасались, что причиной ухудше-
ния характеристик и трудностей управления могут
стать эффекты взаимодействия компонентов, кото-
рые возникают на стыке воздухозаборника и каме-
ры сгорания или камеры сгорания и сопла. Другой
проблемой, к которой было привлечено внимание,
являлось определение требуемой величины измене-
ния геометрии, которая влияла на усложнение
Фиг. 7. Общ.:.. Ш1.т гнперзвукового
экспериментального двигателя NASA
системы охлаждения конструкции топливом. Отве-
ты на эти и другие вопросы в общем оказались бла-
гоприятными, что можно будет видеть из последую-
щего краткого рассмотрения состояния двух
проектов экспериментальных двигателей этого
типа.
Окончательная конструкция гиперзвукового экс-
периментального двигателя NASA, показанная на
фиг. 7, явилась результатом обширных испытаний
воздухозаборника, камеры сгорания и сопла. Раз-
работка топливной системы, системы управления
и системы охлаждения конструкции топливом, ко-
торые были предназначены для летных испытаний,
была завершена. Топливная система и система
управления были с успехом испытаны в опытных
конфигурациях. Изготовление двигателя для проч-
ностных испытаний было завершено, и охлаждае-
мый водой двигатель, предназначенный для аэро-
термодинамических испытаний, должен был быть
изготовлен в 1970 г. Эксперименты с двигателем
для прочностных испытаний было намечено прове-
сти в 1970 г., а с двигателем для аэротермодннамн-
ческих испытаний — в 1971 г. Все эти эксперименты
предполагалось провести при полном моделирова-
нии температур.
6
Результаты, полученные по программе разра-
ботки воздухозаборника по проблеме его запуска,
представляют особый интерес. Воздухозаборник
был сделан относительно коротким прежде всего
путем большого внешнего сжатия. В результате,
когда центральное тело находилось в положении
запуска, толщина пограничного слоя на нем была
соизмерима с зазором между обечайкой и цен-
тральным телом. Эксперименты, проведенные с пер-
выми вариантами воздухозаборника в процессе его
разработки, и теоретические исследования показа-
ли, что при этих условиях потока характеристики
запуска были предельными у нижней границы диа-
пазона возможных скоростей. Эти трудности запус-
ка вызывались потерями полного давления по не-
скольким причинам, включая взаимодействие по-
граничного слоя со скачком управления и неравно-
мерное смешивание потоков. Во время этих иссле-
дований было оценено влияние охлаждения стенок,
чисел Re, шероховатости поверхности и затупления
носка.
Проблема запуска была решена посредством
небольшого изменения формы воздухозаборника
экспериментального гиперзвукового двигателя и
модификацией деталей, связанных с утолщением
пограничного слоя. На челночном аппарате с ВРД
ожидается большая толщина пограничного слоя в
месте расположения воздухозаборника, однако ни-
каких проблем запуска не ожидается, поскольку
относительно меньшее скругление носка будет соз-
давать благоприятный эффект. Высокие в целом
характеристики воздухозаборника эксперименталь-
ного ГПВРД NASA были достигнуты во всем
диапазоне режимов работы.
В процессе разработки камеры сгорания возник-
ло также интересное явление, связанное со смеще-
нием топливных форсунок вниз по потоку. Топливо
впрыскивалось в область большого отрицательного
градиента давления, возникавшего вследствие рас-
ширения потока, и данные показывали, что в ре-
зультате имело место недостаточное выделение
тепла. Состояние потока позволяет предположить,
что градиент давления подавлял турбулентность,
создаваемую нормальными топливными форсунка-
ми, что в результате приводило к неполному сго-
ранию. Поэтому очевидна необходимость в пара-
метрических экспериментальных исследованиях с
целью определения воздействия градиентов давле-
ния на смешивание и горение для улучшения тех-
ники проектирования. В экспериментальном двига-
теле эта проблема была обойдена перемещением
блока форсунок в другое место. Окончательные
характеристики камеры сгорания намечено опреде-
лить при испытании комплектного двигателя.
При разработке сопла использовалась процеду-
ра оптимизации с целью достижения максимальных
характеристик в отношении потерь на расширение,
трение и затупление окончания центрального тела.
Определялось влияние пограничного слоя на входе
и температуры стенки, а также поддерживающих
стоек. Было найдено, что основной причиной по-
терь тяги является трение о стенки.
Остальные исследования, запланированные в
этой программе, существенно повысят вклад экс-
периментального двигателя в технику ГПВРД.
Двигатель для аэротермодинамических испытании
будет испытываться во всем диапазоне скоростей,
Фиг. 8. Общий вид двигателя GASL.
использующего термическое сжатие
чтобы разработать карту характеристик, отражаю-
щую влияние основных параметров, таких как
состав горючей смеси, моделируемая высота поле-
та, относительное сжатие в воздухозаборнике и
программа впрыска топлива. Из этих исследований
будет получена важная информация о конструкции
двигателя, такая как, например, влияние эффектов
химической кинетики и взаимодействия компонен-
тов па окончательную форму двигателя.
Разработка и оценка другого варианта двухре-
жимного двигателя были успешно завершены фир-
мой .Марквардт. В отличие от описанного выше
двигателя NASA этот двигатель имеет неизменяе-
мую геометрию, рассчитанную на работу в диапа-
зоне от сверхзвуковых до больших гиперзвуковых
скоростей. Характеристики двумерного воздухоза-
борника со стреловидными передними кромками
были определены во всем диапазоне детальных
экспериментов. Эти эксперименты, проведенные с
комплектным двигателем, неоднократно продемон-
стрировали устойчивый н управляемый переход от
одного режима горения к другому, эффективную
работу, успешный метод воспламенения и подтвер-
дили аэротермодинамические расчетные методы.
Этот проект дал положительные ответы на вопросы
об осуществимости двигателя во всех этих облас-
тях при использовании геометрии, удобной для со-
четания с летательным аппаратом.
Принципиально другой концепцией ГПВРД со
сверхзвуковым горением, имеющей потенциально
привлекательные эксплуатационные характеристики,
была концепция термического сжатия, разработан-
ная Ферри и его сотрудниками в начале 1960-х го-
дов. Термическое сжатие происходит во всех сверх-
звуковых камерах сгорания, однако в конструкци-
ях, предложенных Ферри, термическое сжатие
заменяет часть функции воздухозаборника, и в
конструкции широко используется сложное трех-
мерное поле потока. Главной целью было получе-
ние высоких характеристик во всем диапазоне ско-
ростей полета при неизменяемой геометрии. Перво-
начальная работа над этой концепцией была
проделана в то время, когда аналитическая и
экспериментальная информация о таких сложных
принципах была скудной, и поэтому возникли сом-
нения в ее реальной осуществимости. Последующая
работа подтвердила концепцию термического сжа-
тия, как будет показано ниже. Описания основного
процесса приведены в литературе.
Разработка двигателей, использующих терми-
ческое сжатие, велась в лабораториях общих при-
кладных наук (GASL), являющихся филиалом
фирмы Марквардт. Испытательная модель двига-
теля (фиг. 8) является представительной для этих
7
Фиг. 9. Общин вид двигателя C.IM II фирмы
Дженерал Электрик
конструкций. Проект разрабатывался в рамках
программы ВВС фирмами Марквардт с GASL и
Локхид как субконтрактантамп для проведения с
использованием ракеты-носителя летных испытаний
аппарата с ГПВРД. Целью этих испытаний было
определение характеристик избыточной тяги при
полете с гиперзвуковыми скоростями. Летная часть
испытаний была отменена. Однако наземные испы-
тания были успешно завершены и была отработана
окончательная конструкция двигателя, обеспечи-
вающая получаемые прямыми измерениями вели-
чины тяги, близкие к расчетным.
В течение этих исследований использовалась
поэтапная техника разработки, по которой система-
тические эксперименты сочетались с аналитически-
ми исследованиями для определения соответствую-
щего размещения форсунок. Эта процедура оказа-
лась весьма успешной при размещении форсунок
вниз по потоку, где поле потока более сложное.
Этот метод исследований до некоторой степени
требуется, конечно, при разработке всех типов
ГПВРД.
Экспериментальный двигатель GASL был
спроектирован для работы в диапазоне скоростей,
который потребуется для челночного аппарата с
ГПВРД. Характеристики воздухозаборника были
определены во всем диапазоне работы двигателя, а
характеристики двигателя — только для гиперзву-
ковых чисел М. Как показано на фиг. 8, поле пото-
ка в воздухозаборнике включает как плоские, так
и конические скачки уплотнения. Аналитические
методы, требуемые для этого типа конструкции, бы-
ли с успехом разработаны. Подход к разработке
камеры сгорания и форсунок был такой же, как и
для модуля, предназначенного для летных испыта-
ний. Расчетные уровни тяги были реализованы на
двигателе последней конструкции при прямом из-
мерении тяги, убедительно подтвердив концепцию
термического сжатия. Этот тип двигателя также
удобен для сочетания с конструкцией аппарата.
Исследовательские лаборатории фирмы Юнай-
тед Эркрафт (UARL) разработали по контракту с
ВВС небольшой осесимметричный ГПВРД с из-
меряемой геометрией для работы в широком диапа-
зоне скоростей полета со сверхзвуковым горе-
нием. Особенностями этого двигателя являются
способность поддерживать сверхзвуковое горение
при относительно небольших сверхзвуковых числах
М, конструкция с изменяемой геометрией и боль-
шая степень сжатия в воздухозаборнике. Измерен-
ная при числе М = 5 тяга двигателя была боль-
шой, однако при разработке камеры сгорания при-
шлось столкнуться с такой же проблемой, как и
для двигателя NASA. При дальнейшем усовершен-
ствовании конструкции камеры сгорания, по-видн-
мому, возможно улучшение характеристик двига-
теля.
Модель ГПВРД со сверхзвуковым горением,
разработанная фирмой Дженерал Электрик, имеет
специальную конструкцию, предназначенную для
исследования при числе М --= 7 в дуговой трубе
этой фирмы. NASA финансировала обширные испы-
тания усовершенствованной модели двигателя фир-
мы Дженерал Электрик CIM И (фиг. 9), в кото-
рых были детально определены предельные режи-
мы и характеристики двигателя как функции нес-
кольких переменных. Кроме того, была проведена
корреляция полученных данных с результатами
расчета этих характеристик. Наиболее важными
результатами этих исследований являются созда-
ние воздухозаборника с высокой степенью сжатия,
эффективное и устойчивое горение в широком ди-
апазоне состояний топлива, воздуха и камеры сго-
рания, а также малая длина горения, отсутствие
неблагоприятного взаимодействия компонентов, от-
работанные методы зажигания, ступенчатая подача
топлива и прямые измерения тяги, подкрепленные
измерениями внутреннего давления и пробами газа
на выходе из сопла.
Интересно сравнить результаты измерений тяги
этих небольших двигателей с результатами неопу-
бликованного анализа потребной тяги для челноч-
ного аппарата с носителем, оборудованным ВРД.
Был выполнен обзор данных по всем двигателям,
в результате чего выяснилось, что полученные при
измерениях величины удельной тяги в зависимости
от типа двигателя и условий испытаний находятся
в пределах от 80 до 100% величии, которые требу-
ются для челночного аппарата. При увеличении
размеров двигателя до натурных произойдет значи-
тельное повышение характеристик н будет достиг-
нута достаточная величина удельной тяги. Полу-
ченные данные вследствие предельных возможно-
стей соответствующего испытательного оборудова-
ния ограничены числом М =8 или менее, однако
никакие неблагоприятные эффекты при больших
числах М не ожидаются. Из результатов этого
простого сравнения и других более глубоких иссле-
дований можно сделать вывод о том, что характе-
ристики ГПВРД, полученные при испытаниях,
близки к оценкам, сделанным па основе данных
испытаний высокоэффективных их компонентов.
Другим важным фактором, связанным с кон-
струкцией ГПВРД со сверхзвуковым горением, яв-
ляется длина камеры сгорания, необходимая для
достижения высоких характеристик, и влияние
увеличения масштаба па этот параметр. Все не-
большие экспериментальные двигатели, рассмот-
ренные выше, имели упрощенную схему размеще-
ния форсунок. Тем не менее для эффективной ра-
боты двигателя требовалась относительно короткая
камера сгорания по сравнению с размерами дви-
гателя. С увеличением масштаба можно ожидать
значительного уменьшения длины горения по отно-
шению к длине двигателя, так как будет использо-
ваться более усовершенствованная схема размеще-
ния форсунок и необходимая длина камеры сгора-
ния, обусловленная химико-кинетическими эффек-
тами, относительно уменьшится.
8
ОХЛАЖДАЕМЫЕ ТОПЛИВОМ КОНСТРУКЦИИ
Технические проблемы, связанные с созданием
надежных конструкций, охлаждаемых топливом в
сложных условиях работы двигателя, разрабаты-
ваются на протяжении нескольких лет. Фирма Эри-
серч проводила исследования в этой области,
финансируемые NASA. Целью этих исследований
являлись разработка и апробирование методов
оптимизации конструкций для достижения наилуч-
ших характеристик слоистого теплообменника и
минимального общего веса конструкции. Некоторые
результаты этой работы приведены на фиг. 10, где
представлены различные варианты конструктивных
решений в зависимости от теплопередачи и давле-
ния на поверхности. Эти технические решения име-
ют прямое отношение к конструкции гиперзвуково-
го двигателя. Для типичных условий работы
ГПВРД разработанный метод оптимизации кон-
струкций позволяет считать, что веса панелей на-
ходятся в диапазоне от 15 до 35 кгс/мг. Некоторые
из основных принципиальных решений, полученных
в этих исследованиях, были использованы NASA
при создании ГПВРД.
Проект двигателя NASA является единственным
проектом экспериментального ГПВРД, в котором
была спроектирована реальная модель конструк-
ции, охлаждаемой топливом. Контрактант выпол-
нил проект, все компоненты конструкции были из-
готовлены и собраны и были проведны испытания
некоторых наиболее критических режимов. Фото-
графия типичных трактов охлаждения и конструк-
ции со смещенными ребрами показана на фиг. 11.
Анализ характеристик теплообмена и прочностных
характеристик, а также оценку конструктивного ре-
шения при полном моделировании условий полета
со скоростью, соответствующей числу М = 7, наме-
чалось получить в 1970 г. Во время разработки
проекта было сделано много усовершенствований в
технологии изготовления деталей двигателя. Неко-
торыми примерами этих усовершенствований яв-
ляются создание приблизительного контура дета-
лей посредством процесса элсктрогидравлического
’ч' iS
Ъ J0
^20
В
Удельная теплопередача [ккал/сел-мг]
Фиг. 10. Слоистые конструкции, охлаждаемые водородом (панель
0,6 X 0,6 температура водорода на выходе 615е С)
формования, последовательная пайка при сборке
большого количества деталей при помощи пяти
припоев с различной температурой и метод пайки с
использованием ползучести в сочетании со спе-
циальными креплениями для получения оконча-
тельной формы деталей в заданных допусках без
механической обработки.
Другие достижения работ над охлаждаемыми
конструкциями включают успешную разработку
относительно острых передних кромок, охлаждае-
мых топливом, как для обтекателя воздухозабор-
ника. так и для внутренних стоек двигателя. Эти
результаты особенно важны для двигателей малого
масштаба, в которых абсолютная величина радиу-
са носка должна быть небольшой, чтобы избежать
больших потерь.
Обсуждение конструкций, охлаждаемых топли-
вом, до сих пор концентрировалось вокруг кон-
струкции теплообменника со смещенными ребрами.
Однако в теплообменнике можно также использо-
вать конструкцию из катаных труб повышенной
жесткости, которая применяется для ракетных
сопл. Фирма Марквардт провела обширные экспе-
риментальные исследования этого типа конструк-
ции с регенеративным охлаждением для ГПВРД
с дозвуковым горением. Давление и тепловая на-
грузка в камере сгорания были выше, чем в
ГПВРД со сверхзвуковым горением. Однако была
достигнута более высокая степень оптимизации
конструкции, результатом которой был небольшой
вес. Вообще говоря, ожидается, что конструкция
трубчатого типа будет несколько тяжелее, а харак-
теристики теплообмена хуже по сравнению с кон-
струкцией со смещенными ребрами.
Из краткого обзора технических достижений,
полученных при разработке нескольких экспери-
ментальных ГПВРД со сверхзвуковым горением,
можно сделать вывод, что возможность осущест-
вления различных концепций была продемонстри-
рована достаточно полно. Были достигнуты потен-
Фиг. II. Охлаждающие ребра и оболочки
для центрального тела воздухозаборника
экспериментального ГПВРД NASA
2—,ТИ“ № 17
9
циально возможные высокие характеристики на
двигателях, конфигурации которых соответствуют
условиям практического применения. Созданы так-
же соответствующие конструкции, охлаждаемые
топливом. На этом этапе несколько концепций
представляются в равной степени конкурентоспо-
собными. Имеется несколько областей, в которых
необходимы систематические исследования пара-
метрического типа, некоторые из которых уже на-
чались. Будущие исследования должны быть на-
правлены на подтверждение существующих анали-
тических результатов, которые показывают, что
могут быть созданы натурные ГПВРД со сверх-
звуковым горением, имеющие приемлемые требова-
ния к системе охлаждения.
Следующий логический шаг состоит в разработ-
ке детальных вариантов двигателя с учетом его
применения на челночном аппарате. Конфигурации
этих двигателей будут иметь несколько существен-
ных отличий от экспериментальных двигателей.
Эти отличия связаны с требованиями сочетания
двигателя с летательным аппаратом и с увеличе-
нием масштаба. Сейчас неизвестно, какая из раз-
работанных концепций двигателя окажется более
эффективной после дальнейшей проработки. Преж-
де чем ответить на этот вопрос, необходимо прове-
сти углубленные аэротсрмодинамические экспери-
ментальные исследования концепций.
В настоящее время не определено, будет ли
осуществлена программа разработки челночного
аппарата Земля — космос с ВРД. Эксплуатацион-
ные преимущества такой системы значительны, и в
конце концов она, по-видимому, будет признана
целесообразной. В дальнейшем в данной статье
для иллюстрации остальных ключевых проблем и
требований процесс разработки рассматривается
применительно к гипотетическому челночному
аппарату, снабженному ВРД. Многое из того, что
будет говориться о разработке челночного аппара-
та, будет применимо и к разработке любого друго-
го большого военного или гражданского гиперзву-
кового аппарата.
Исследования, связанные с разработкой кон-
цепций двигателя, нс требуют оборудования, созда-
ние которого связано с большой статьей расходов.
Аэродинамические исследования, такие как испы-
тания воздухозаборника, могут быть проведены в
существующих аэродинамических трубах. Требуют-
ся некоторые дополнительные стенды для нсслсдо-
Фиг. 12. Схема устройства аэродинамической трубы
вания горения, и для испытаний комплектного
двигателя в уменьшенном масштабе с моделирова-
нием температурного режима необходимо некото-
рое оборудование средних размеров. Модификация
существующего оборудования для проведения
прочностных испытаний двигателя, работающего
на водороде, будет относительно недорогой. Напри-
мер, соответствующее усовершенствование трубы
с диаметром рабочей части 2,4 м для испытания
высокотемпературных конструкций в лаборатории
им. Лэнгли будет стоить 3—4 млн. долл.
Основные требования к оборудованию опреде-
лятся при разработке конструкции основного дви-
гателя, которая должна начаться после того, как
будет сделан выбор концепции двигателя. Исполь-
зование концепции двигателя модульной конструк-
ции (фиг. 1) уменьшает потребное рабочее сечение
трубы до приемлемого размера, как показано на
фиг. 12. Общие требования совпадают с характе-
ристиками трубы с истинной температурой, предпо-
лагаемой для Арнольдского исследовательского
центра. Для того чтобы иметь возможность испы-
тания одного натурного модуля двигателя,
потребуются труба с диаметром рабочей части 6 м
и капиталовложения около 100 млн. долл. Однако
расходы можно значительно снизить, если прово-
дить исследования и разработку двигателя в мас-
штабе 1:2. В любом случае часть программы
испытаний двигателя будет проведена в полете,
чтобы расширить диапазон скоростей до соответст-
вующей числу М = 10.
На эскизе в нижней части фиг. 12 изображена
испытательная установка, предложенная Ферри,
которая имеет меньшую стоимость. Так как мо-
дель может блокировать только часть площади
рабочего сечения трубы, полное моделирование
температуры в потоке вблизи стенок не требуется.
Для обсуждения были выбраны случаи, указанные
на фиг. 12. В случае I на внешней трети радиуса
канала подается воздух, нагретый только до темпе-
ратуры 1375° С. В случае 2 весь воздух нагрет до
температуры 5000° С. В первом случае потребуется
вдвое больший поток воздуха, но энергия возрастет
только на 70%. Очевидно, анализ стоимости позво-
лит определить правильный компромисс между за-
пасом воздуха, его расходом, нагревательным обо-
рудованием и стоимостью эксплуатации. но
существенное снижение этой стоимости возможно
при некотором дополнительном усложнении.
Десятилетняя программа поставки ВРД для
челночного аппарата Земля — космос, включая
летные испытания, обсуждалась подробно в одной
из работ. Отличительной чертой такой программы
является наличие перечня хорошо определенных
основополагающих технических вопросов, требую-
щих начального периода порядка 3—5 лет для ин-
тенсивной проработки концепций ГПВРД и заку-
пок наземного оборудования.
Этот период программы будет состоять из не-
скольких параллельных исследований различных
подходов к концепции двигателя и привлечения
промышленности. Результатом этого периода будет
детальное определение наиболее предпочтительной
концепции, на основе которой будет разрабаты-
ваться конструкция двигателя. Концепция ГПВРД
должна не только обеспечивать сочетание с конфи-
гурацией летательного аппарата, но и облегчать
10
проблему донного сопротивления при трансзвуко-
вых скоростях, возможно, посредством дозвуко-
вого горения при этих скоростях и должна требо-
вать небольших расходов охлаждающего топлива
во всем диапазоне режимов работы, минимального
охлаждения, когда двигатель не работает, и малого
сопротивления аппарата от балансировки. Эти кон-
структивные ограничения выходят за пределы ис-
следования экспериментальных двигателей и под-
разумевают необходимость относительно более
коротких камер сгорания, более усовершенствован-
ных систем подачи топлива и зажигания и минимум
изменяемой геометрии. Исследование концепции
двигателя только началось, и для достижения
темпов, приемлемых для разработки челночного
аппарата с ВРД, потребуются значительные
усилия.
Для финансирования всех работ по выбору кон-
цепции ГПВРД и для приобретения аэродинами-
ческих труб потребуется ежегодно около 40 млн.
долл., т. е. приблизительно на порядок больше
объема ассигнований, планируемого на исследова-
ния в этой области. Однако суммарная стоимость
этой части программы составляет приблизительно
2% общей стоимости всей системы. Технические
вопросы, связанные с разработкой ТРД, решаются
в рамках других программ, а оборудование для
испытания больших двигателей планируется в
научно-исследовательском центре им. Арнольда.
Поэтому эти работы не рассматриваются как не-
посредственная часть этой программы.
Состояние гиперзвуковой авиационной техники
с точки зрения возможного проектирования лета-
тельного аппарата следующее:
1.	Исследования в области прикладных наук и
теоретические разработки на протяжении послед-
них 15— 20 лет позволили создать технические
средства и соответствующую техническую базу для
определения облика и разработки гиперзвуковых
систем с ВРД. Здесь нет узких мест или проблем,
сдерживающих разработку систем. Чтобы реально
приблизить возможность практического использо-
вания этих систем, последующая работа должна
выражаться в виде программ прикладного харак-
тера с дальнейшими специальными исследования-
ми, дополняющими эти усилия.
2.	Основной прогресс в последние несколько лет
достигнут за счет выхода за рамки исследований в
области прикладных наук, продолжения разработ-
ки и исследований шести экспериментальных дви-
гателей с четким доказательством их реальной
осуществимости во всех областях. Однако эти про-
граммы не касались проблем, связанных с разра-
боткой гиперзвуковой двигательной установки,
оптимально сочетаемой с формой и конструкцией
планера-носителя. Концепция применения таких
аппаратов должна совершенствоваться в ранних
программах их разработки, чтобы обеспечить чет-
кое определение самого аппарата и направления
программы. Для этой работы потребуется прибли-
зительно 4 года.
3.	Требуемое новое оборудование никоим обра-
зом не является невозможным для создания. Толь-
ко одну главную новую национальную аэродинами-
ческую трубу стоимостью от 50 до 100 млн. долл,
можно признать необходимой. При этом следует
раньше начать разработку этой трубы и построить
ее в течение 4-летнего периода разработки концеп-
ции практического применения аппаратов с ГПВРД.
Летные испытания натурной гиперзвуковой части
двигателя при скоростях полета, превышающих со-
ответствующую числу М=7,5, должны быть приня-
ты как необходимая часть процесса создания этих
аппаратов.
4.	Наконец, необходимо главное решение — на-
чать разработку концепции применения и закупку
оборудования. Эти технические исследования бу-
дут применимы для всех классов гиперзвуковых
систем, включая пассажирский и потенциально
важный военный варианты.
J. R. Н е п г у, С. И. М с L е 11 a n. Air — Breathing Launch
Vehicle for Earth — Orbit Shuttle — New Technology and De-
velopment Approach.
Journal of Aircraft, V, 1971.
Референт M С. Липин.
УДК 629.782
ЧЕЛНОЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ АППАРАТЫ ТРЕУГОЛЬНОЙ ФОРМЫ
Гибкость новой космической транспортной сис-
темы рассматривается как необходимое качество,
способствующее максимальному ее использованию,
причем гибкость не только в отношении полезной
нагрузки, но также и в части маневренности и
летных характеристик. Исследования, проведенные
в лаборатории динамики полета ВВС с целью по-
иска наилучших путей обеспечения этой гибкости,
привели к несущим телам треугольной формы.
Этот результат был получен независимо от тре-
бований обеспечения боковой дальности, и способ-
ность таких аппаратов обеспечивать большую бо-
ковую дальность является их дополнительным
преимуществом. Экспериментальные исследования
показали, что на аппаратах треугольной формы пик
температур и температурные градиенты меньше по
сравнению с аппаратами, имеющими прямое кры-
ло. Используя отличную от обычной форму траек-
тории входа в атмосферу, аппараты треугольной
формы, испытывая меньшую тепловую нагрузку,
тем не менее достигают большой боковой даль-
ности.
В целом новая космическая транспортная систе-
ма должна потенциально обладать экономическими
и эксплуатационными преимуществами для буду-
щих космических программ. Стоимость доставки
нагрузки на низкую геоцентрическую орбиту в на-
стоящее время 1100—2200 долл/кге, а на эквато-
риальную орбиту 11000—22 000 долл'кге. Нагрузке!
стоимостью 6600—15 400 долл/кге значительно уве-
личивает указанные стоимости. Поэтому большой
интерес представляет система многоразового нс-
11
пользования, позволяющая значительно снизить
эти стоимости.
Экономические ограничения космических иссле-
дований в настоящее время не требуют коммента-
риев. В только что закончившемся десятилетни
развитые страны пришли к необходимости внести
свои вклад в развитие космических исследований
как самостоятельно, так и совместно с другими
странами и создать прочную научную базу. Обста-
новка в настоящее время существенно отличается
от той, которая будет при выполнении будущих
деляемой отношением Vy,/SrM, где V — внутренний
объем, S — площадь смачиваемой поверхности, к
коэффициенту дальности Л1/Сма1<с различных аппа-
ратов. Из фигуры видно, что кривые, соответствую-
щие аппаратам, летающим в атмосфере и космосе,
сходятся при больших величинах М (Кмвкс). Дру-
гими словами, если действительно нужно макси-
мально использовать опыт космической транспорт-
ной системы и достижения техники для других бу-
дущих систем, то необходимы концепции аппаратов
с высокими аэродинамическими характеристиками.
Свыше десяти лет исследований сохраняемых
го ~jo fo so
Я ajtfrfiu циент дал юности МК
70	/О
на
Фиг. I. Объемная эффективность космических и атмосферных летательных аппаратов
космических программ с учетом других националь-
ных затрат. Это соревнование за национальный
приоритет может быть благоприятным в том смыс-
ле, что оно заставит изучить возможные варианты
и концепции достаточно глубоко, для того чтобы
космические программы были максимально благо-
приятны для национальных интересов. В настоящее
время более чем когда-либо необходимо иметь
максимально полную техническую и экономическую
информацию, чтобы при проведении анализа с уче-
том всех национальных интересов убедительно
обосновать целесообразность создания новой кос-
мической транспортной системы.
Опыт показывает, что стоимость изделий так
велика, что она в значительной мере определяет
систему, которая может удовлетворить предпола-
гаемые нужды насколько возможно полно. Эта
мысль соответствует докладу группы космических
исследований, представленному президенту США,
в котором подчеркивается необходимость «общно-
сти для того, чтобы использовать небольшое коли-
чество основных систем для выполнения широкого
круга заданий». В этом докладе указывается, что
космическая транспортная система «будет обеспе-
чивать выполнение программ NASA и министер-
ства обороны».
Дискуссии вызывает проблема использования
технических достижений, связанных с космической
транспортной системой, для других аппаратов, та-
ких как гиперзвуковой транспортный самолет н
перспективный самолет с ПВРД. На фиг. I приве-
дена зависимость объемной эффективности, опре-
орбиту выявили много возможных кандидатов,
каждый из которых являлся наилучшим при срав-
нении по различным критериям. Однако, чтобы
принять обоснованные решения для сравнения
систем, необходим один перечень критериев. Воз-
можно, что любой перечень требований будет объе-
динять количественные сравнения с качественными
оценками. Тем не менее любая выбранная концеп-
ция. по-видимому, будет оцениваться в отношении
экономики, эксплуатационной гибкости, потен-
циальной возможности улучшения, чувствительно-
сти конструкции и технической уверенности.
Хотя в настоящее время много усилий направ-
лено на изучение полностью сохраняемой и много-
кратно используемой двухступенчатой системы, ва-
рианты с многократно используемой частью систе-
мы, например с сохраняемой первой ступенью,
имеют значительные преимущества. С точки зрения
технической осуществимости, стоимости и летных
характеристик частично сохраняемые системы
представляются эффективными. Они также привле-
кательны с позиций чувствительности конструкции,
времени разработки и риска, связанного с разра-
боткой. Полностью сохраняемая многократно ис-
пользуемая система является, несомненно, превос-
ходной целью, но, по всем вероятности, стоимость
ее разработки будет выше, она будет более чувст-
вительна к конструктивным неопределенностям и
основываться на менее развитой технической базе.
На фиг. 2 приведены результаты нескольких
различных экономических оценок. Правильный вы-
бор альтернатив способствует уменьшению как
12
о ;ее too jsa dsd see see ?co see see me
Число oaofCHsJ
Фиг. 2. Сравнение стоимости челночных космических
систем
максимальных, так и годовых затрат. Отсюда оче-
видна целесообразность повышения активности в
правительстве и промышленности в исследовании
частично сохраняемых систем.
Вероятно, наиболее спорным является выбор
формы орбитального аппарата. Возможные вариан-
ты форм сводятся в основном к аппаратам с почти
прямым неподвижным крылом, треугольным несу-
щим корпусом и аппаратам с изменяемой геомет-
рией. Хотя при определенных конструктивных огра-
ничениях и ограничениях летных характеристик
аппараты с изменяемой геометрией имеют смысл,
в настоящей статье основное внимание уделяется
различиям между орбитальными аппаратами с
прямым крылом и с несущим треугольным кор-
пусом.
Часто на начальной стадии выбора формы воз-
никают принципиальные заблуждения такие, как
мнение о том. что треугольный несущий корпус
динамическое качество этих аппаратов находится в
пределах 0,45—0,78. В зависимости от формы аппа-
рата и траектории входа в атмосферу такие аппа-
раты имеют боковую дальность от 370 до 7400 км.
Другой вопрос возникает относительно выбора
размеров орбитального аппарата. Предполагалось,
что если требуется выбрать конструкцию аппара-
та минимальных размеров, то аппараты с непо-
движным крылом предпочтительней аппаратов с
несущим корпусом. Однако спроектированные ор-
битальные аппараты с несущим корпусом или в
виде треугольного тела имеют очень небольшую
длину, изменяющуюся в пределах от 7,5 до 12 м.
Независимо от боковой дальности к выбору тре-
угольной формы аппарата привели другие сообра-
жения.
Из геометрических соображений, связанных с
достижением минимальной площади омываемой
поверхности при данном внутреннем объеме, необ-
ходимом для размещения полезной нагрузки и си-
ловой установки, целесообразно увеличивать
относительное удлинение орбитальных аппаратов.
Увеличение геометрических размеров позволяет
увеличить радиусы скругления носовой части и
носков, а увеличение углов профиля позволит со-
хранять сравнительно малое относительное затуп-
ление. Анализ совокупности летных характеристик
на основе рассмотрения балансировки, устойчиво-
сти и управляемости аппарата приводит, таким об-
разом, к несущим корпусам треугольной формы.
При рассмотрении аппарата с прямым крылом
небольшие смещения ц. т. и соображения баланси-
ровки приводят к необходимости смещения крыла
назад и уменьшению расстояния между крылом и
оперением. Для обеспечения приемлемых летных
характеристик может потребоваться переднее опе-
Фнг. 3. Модели космических аппаратов с треугольным несущим корпусом
орбитального аппарата может быть рекомендован
только вследствие увеличения боковой дальности
Это неверно, поскольку выбор треугольной формы
не зависит от требований к боковой дальности.
На фиг. 3 приведены космические аппараты с тре-
угольным несущим корпусом, разработанные за
последнее время. Эти аппараты имеют Км«Кс в Ди-
апазоне 0,8—3,0, а при больших углах атаки аэро-
ренис, и с учетом аэродинамического нагрева и
распределения площадей более вероятно использо-
вание треугольной формы.
Большинство современных работ сконцентриро-
вано на входе в атмосферу с большим углом ата-
ки, так как при больших углах атаки, несмотря на
более высокие температуры и тепловые потоки, об-
щий нагрев меньше, чем при входе в атмосферу
13
с малым углом атаки, благодаря уменьшению вре-
мени входа. Считалось также, что из-за увеличения
времени входа в атмосферу при полете с большим
аэродинамическим качеством и малым углом ата-
ки требуется больше теплоизоляции. Увеличение
располагаемой боковой дальности при этом рас-
сматривалось как иллюстрация необходимости уве-
личения веса теплоизоляции, что уменьшает вес пе-
ревозимой нагрузки. Некоторые интерпретировали
это как доказательство вредности боковой дально-
сти и преимуществ нулевой боковой дальности.
Такое заключение недальновидно, поскольку в
нем используется в качестве критерия оценки вес
перевозимой нагрузки. Если в качестве такого кри-
терия взять боковую дальность, то желательны бу-
дут большие величины аэродинамического качест-
ва, а аппараты с малым аэродинамическим качест-
вом будут менее эффективными. Ни один из этих
промежуточных выводов не справедлив.
Правильный ответ, несомненно, заключается в
концепции, которая обеспечивает компромисс ме-
жду величинами перевозимой нагрузки и боковой
дальности и позволяет создать систему с высокой
эксплуатационной гибкостью.
Раньше сравнение характеристик аппаратов
опиралось на различие траектории снижения за
счет гиперзвукового аэродинамического качества
при обычном боковом маневре, т. е. при развороте
с большой скоростью для достижения максималь-
ной боковой дальности. Для форм аппарата, соот-
ветствующих большому аэродинамическому каче-
ству, в этом случае требуется значительная тепло-
изоляция.
В исследованиях, проводимых в лаборатории
динамики полета ВВС, было показано, что выпол-
нение разворота с максимальным аэродинамичес-
ким качеством после того, как будет пройден пик
аэродинамического нагрева, позволит использовать
преимущество более высокого аэродинамического
качества при меньших скоростях полета и обеспе-
чивать боковую дальность без увеличения или при
незначительном увеличении веса системы теплоза-
щиты. Вход в атмосферу и полет сначала будут
совершаться при большом угле атаки. Такая схема
полета получила название «большой а — малый а».
Существует также возможность лететь при КМЯкс.
более двух и углах атаки, превышающих соответст-
вующий аоптим. достигая таким образом аэродина-
мического качества, равного приблизительно двум,
и расчетной боковой дальности. Аппарат с боль-
шим гиперзвуковым аэродинамическим качеством
для обеспечения требующейся боковой дальности
может иметь три схемы полета: полет с непрерыв-
но модулируемым углом атаки, полет с промежу-
точным постоянным углом атаки и малыми углами
крена и полет по схеме «большой а — малый а».
Для того чтобы выявить преимущества полета
по траектории входа в атмосферу «большой а —
малый а» в сравнении с обычными схемами манев-
ра, в лаборатории динамики полета ВВС был про-
веден анализ характеристик аппарата, изображен-
ного на фиг. 4. Угол входа был выбран так, чтобы
при выходе из пикирования аэродинамический на-
грев был менее интенсивным, чем в момент его пи-
ка на траектории. Для этого оказались приемлемы-
ми углы входа менее — Г,5. Точная его величина
зависит от точных аэродинамических характерис-
тик аппарата и удельной нагрузки на крыло.
Фиг. 5. Траектории снижения орбитального
аппарата в зависимости от скорости в момент
перехода от большого угла атаки к малому
Полет орбитального аппарата по траектории
при больших скоростях осуществлялся с углом
атаки, равным 50°, и небольшим креном, за счет
чего обеспечивалось умеренное изменение направ-
ления полета. На этом участке траектории большое
аэродинамическое сопротивление использовалось
для уменьшения скорости и времени полета. Песле
того как была пройдена скорость, соответствующая
пику нагрева, угол атаки уменьшался и начиналось
маневрирование для достижения боковой дально-
сти. В этом случае скорость, равная приблизитель-
но 4,2 км/сек, обеспечивала требуемую боковую
дальность, а температура не превосходила величи-
ны, при которой допустимо повторное использова-
ние жаростойких металлов. На фиг. 5 приведены
величины продольной и боковой дальностей, кото-
рые могут быть достигнуты в результате этого ма-
невра.
14
По сравнению с обычным маневрированием
схема полета «большой а — малый н» позволяет
значительно снизить для сферы радиусом 0,3 .«
аэродинамический нагрев в точке торможения, как
показано на фиг. 6. Это уменьшение сохраняется
и на нижней поверхности при удалении от точки
торможения (фиг. 7). На этих двух фигурах пока-
зано, что благодаря применению схемы «большой
а — малый а» может быть достигнута боковая
дальность 2780 км с уменьшением аэродинамиче-
ского нагрева.
Требования к летным характеристикам на ко-
печном участке траектории не выяснены. Желае-
soo /ооо is ос оооо zsoo sue о
Солода я дальность [им]
Фиг. 6. Аэродинамический нагрев в точке
торможения в зависимости от боковой
дальности
мыс характеристики могут быть определены с
использованием метода посадки, который NASA и
ВВС демонстрировали по программам разработки
аппаратов с несущим корпусом. Эта программа
летных испытаний позволила выявить, что некото-
рые параметры, которые ранее считались критичес-
кими, оказываются менее важными.
Зависимости, приведенные на фиг. 8, показыва-
ют, что аппараты типичной треугольной формы и с
прямым крылом имеют существенно лучшие харак-
теристики на конечном этапе траектории по срав-
нению с аппаратами с несущим корпусом, рассмот-
ренными в процессе испытаний. Заштрихованная
зона соответствует области приемлемых характе-
ристик, определенной на этих испытаниях. На
фиг. 3 приведены фотографии моделей аппаратов
треугольной формы, которые в настоящее время
проходят испытания при малых скоростях.
В лаборатории динамики полета ВВС спроекти-
рованы два аппарата с треугольным несущим кор-
пусом, предназначенные в качестве носителей
выводимой нагрузки космической транспортной
системы. Аппарат на фиг. 9 имеет умеренное мак-
симальное аэродинамическое качество (равное
двум) и сможет обеспечить боковую дальность
2780 км. Однако достижение такой боковой дально-
сти с учетом возможных случайностей и отклоне-
ний от номинальной траектории полета будет соот-
ветствовать почти предельным возможностям
аппарата.
Более приемлемым представляется аппарат,
изображенный на фиг. 4, который имеет максималь-
ное аэродинамическое качество, равное трем. Этот
аппарат для достижения боковой дальности
2780 км может использовать три траектории сни-
жения в атмосфере, описанные выше, и, в частно-
сти, схему «большой а — малый а», которая позво-
ляет снизить аэродинамический нагрев благодаря
использованию большого аэродинамического каче-
ства. В то же время этот аппарат в принципе мо-
жет использовать обычную траекторию входа в
5ч
11
Одычная траектория
снижения
" Траектория снижения
по схеме,, С аль и/о и а - малый сс
О /ООО ZOOO .1000
С о ко да я дальность [im]
--------иа расстоянии 15 л< от носка;
— — — — на расстоянии 24 м от носка
Фиг. 7. Аэродинамический нагрев нижней
поверхности аппарата в зависимости
от боковой дальности
К
Аяп арат с прямым
' крылом
О
«
3
СсОременные
а ля ара ты
с несуи/ом
корпусом
рат с треугольным
~уи/им корпусом
</	0,0
!0
приемлемые
посадочные
характеристики
03
C/S 1	' J
У50'м0500 . «00 350
700550 050
Скорость устакодидшегося
гориоактальноео полета [км/час]
Фиг. 8. Характеристики орбитального аппарата
при конечных скоростях
Фиг. 9. Орбитальный аппарат треугольной формы
С умеренной величиной Км«ке
15
А. Изотермы	ГС]	Б. Изотермы	ГС)	Л. Изотермы	ГС|	Б, Изотермы	1-0
1	1628	1	1179	1	2П21	1	1141
2	1446	2	968	2	1727	2	1036
3	1355	3	882	3	1499	3	975
4	1232	4	800	4	1199	4	906
5	1137	5	767	5	1071	5	820
6	1111	6	754	6	943	6	770
7	1063	7	734	7	838	7	725
8	991	8	712	8	788	8	699
9	970			9	749	9	659
Фиг. 10. Изотермы на нижней поверхности орбитального
аппарата при входе в атмосферу и а — 60’
Фиг. II. Изотермы на нижней поверхности орбитального
аппарата при входе в атмосферу и а = 40°
атмосферу, обеспечивая боковую дальность более
6500 км. Этот аппарат может балансироваться в
диапазоне углов атаки от соответствующего макси-
мальному аэродинамическому качеству до соответ-
ствующего максимальному с, при гиперзвуковых
скоростях. Он спроектирован с учетом обеспече-
ния устойчивости и управляемости при транс-
звуковых скоростях, а также коэффициента Сд и
аэродинамического качества при дозвуковых ско-
ростях, обеспечивающих приемлемые характерис-
тики управляемости при посадке.
Благодаря увеличению объема фюзеляжа вбли-
зи ц. т. и уменьшению угла стреловидности по пе-
редней кромке обеспечиваются необходимые
объемы для размещения груза и топлива.
Управление по тангажу при гиперзвуковых ско-
ростях осуществляется при помощи щитков. Начи-
ная от скорости, соответствующей числу М = 3,
управление по тангажу осуществляется только при
помощи верхних щитков, тогда как нижние щитки
остаются неподвижными. Верхние щитки эффек-
тивны во всем диапазоне трансзвуковых и дозвуко-
вых скоростей. Рули направления, расположенные
вдоль задней кромки килей, будут обеспечивать
управление по крену и частично по тангажу.
При больших углах атаки условия нагрева тре-
буют большого скругления носовой части, радиус
которого приблизительно равен 1.8 ж. Чтобы учесть
ограничения по нагреву без существенного увели-
чения осевой силы, на аппарате используется носо-
вой обтекатель в виде тора с минимальным и мак-
симальным диаметрами в плане, равными 1,8 и 3,6.и
соответственно.
Аэродинамический нагрев влияет не только на
форму аппарата, но также и на систему теплозащи-
ты и минимальное число повторных полетов
аппарата. Необходимо точно знать уровень нагрева
и понимать факторы, влияющие на нагрев. В боль-
шинстве случаев имеются аналитические методы, но
недостаточно средств моделирования для проверки
этих методов. Интерференция при нагреве являет-
ся серьезной проблемой, поскольку она с учетом
эффектов реального газа может оказаться в полете
более сильной, чем по результатам наземных испы-
таний. Рассматриваемые варианты формы аппара-
та должны обеспечивать уменьшение до минимума
площади сильного нагрева обшивки и интерферен-
ции при нагреве.
По экспериментальным результатам аппарат с
прямым крылом имеет более высокие температуры
обшивки, чем аппарат с треугольным несущим кор-
пусом. Кроме того, возрастание температуры по
мере увеличения угла атаки для треугольного
аппарата также меньше. Для сравнения этих двух
аппаратов на фиг. 10 и 11 приводятся изотермы
при углах атаки 40° и 60°. На обоих углах атаки
аппарат с треугольным несущим корпусом имеет
более равномерное распределение температур
(фиг. 12) и не имеет зон интерференции. Аппарат
с прямым крылом на обоих углах атаки имеет зоны
более высоких температур и зону интерференции
при а = 40°,
16
Значительные усилия затрачены на разработку
конструкции применительно к аппаратам с несу-
щим корпусом. В лаборатории динамики полета
ВВС работы в этом направлении начались с проек-
тирования аппарата Х-20 и ASSET и продолжают-
ся в настоящее время в связи с разработкой кон-
струкций аппаратов ASCEP и HAT. В силовой го-
рячей конструкции ASCEP, отсеки фюзеляжа и
крыла которого в измененном масштабе изображе-
ны на фиг. 13, используются жаростойкие и жаро-
прочные сплавы. В отсеке фюзеляжа расположен
изолированный бак с криогенным топливом.
На фотографии конструкции аппарата HAT,
приведенной на фиг. 14, показана передняя часть
треугольного несущего корпуса длиной 1,8 л<. Изо-
лированная и охлаждаемая алюминиевая кон-
струкция защищена тепловыми экранами из
суперсплава и жаропрочного сплава. Эта конструк-
ция используется в качестве испытательного стенда
для различных вариантов теплозащиты при моде-
лировании условий полета.
Фиг. 13. Отсек фюзеляжа и крыла аппарата ASCEP
в уменьшенном масштабе
Фиг. 12. Распределение температур на нижней
поверхности орбитального аппарата
Аппарат треугольной формы, по-видимому, бу-
дет иметь теплоизолированную титановую кон-
струкцию. Теплоизоляция будет обеспечивать тем-
пературу конструкции не более 315° С. При малом
времени полета по траектории снижения пассивная
теплозащита, подобная этой, обеспечивает мини-
мальный суммарный вес теплозащиты и конструк-
ции. По мере роста времени полета активная
теплозащита с использованием, например, алюми-
ниевой изолированной и охлаждаемой конструкции
становится более конкурентоспособной. В полете
с максимальным аэродинамическим качеством по
обычным траекториям снижения минимальный вес
обеспечивает конструкция с теплоизоляцией и
охлаждением. Однако в полете по схеме «боль-
шой а — малый а» конструкция с пассивной тепло-
защитой будет весить меньше. Для выбора системы
теплозащиты конструкции требуется тщательный
анализ стоимости, гибкости применения, потенци-
ального усовершенствования и технических воз-
можностей.
Треугольная форма способствует увеличению
гибкости аппарата как по отношению к перевози-
мой нагрузке, так и летным характеристикам.
Такой аппарат может выполнять расширенные
задачи, если потребуется, без необходимости ново-
го цикла разработки. В докладе президенту по кос-
мической транспортной системе сказано, что «неко-
торые преимущества будут увядать по мере при-
ближения к ним, тогда как другие, даже не выяв-
ленные к тому времени, выйдут на первый план».
Возможность усовершенствования космической
транспортной системы согласуется с таким заклю-
чением, поскольку планируемое устарение кон-
струкции не может рассматриваться благоприятной
характеристикой существующих систем.
Наконец, создание технической базы обеспечит
уменьшение до минимума риска осуществления
программы. Исследования, а также наземные и
летные испытания в течение последних 15 лет по-
высили уверенность в аппарате треугольной формы.
Фиг. 14. Конструкция аппарата НЛТ
Точность прогнозирования относительно высока, и
выявлена большая часть критических проблем.
Конструкции, в которых возникает тепловая интер-
ференция и которые требуют значительного про-
гресса в характеристиках системы теплозащиты, не
выглядят привлекательными.
А. С. Draper, М. L. Buck, W. Н. G о е S С 11. A Delta
Shuttle Orbiter.
Astronautics & Aeronautics, I, 1971.
Референт Al. С. Лапин.
17
УДК 629.78.015076.8
ИССЛЕДОВАНИЯ ВХОДА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ В АТМОСФЕРУ
В разрабатываемых в начале 1960-х годов схе-
мах воздушно-космического челночного аппарата
многократного применения широко использовались
концепции, соответствующие начальной стадии раз-
вития самолетов. В соответствии с этим предусмат-
ривалось, чтобы воздушно-космический челночный
аппарат выполнял горизонтальный взлет и посадку
и был с треугольным крылом и ВРД в качестве си-
ловой установки; типичной схемой аппарата этого
периода была трехступенчатая схема с параллель-
ным расположением ступеней (фиг. I).
(фиг. 2), который предполагалось использовать в
качестве орбитальной ступени, устанавливаемой па
ракету-носитель «Сатурн» IB (фнг. 3) для достав-
ки на орбитальную станцию 12 человек.
В то время внимание привлекла предложенная
Фаже* двухступенчатая схема воздушно-космичес-
кого челночного аппарата (фиг. 4) с параллель-
ным расположением носителя и орбитальной ступе-
ни, осуществляющих горизонтальную посадку и
предназначенных для многократного использова-
ния. В этой схеме аппарата используются преиму-
Фиг. I. Воздушнокосмический челночный аппарат
трехступенчатой схемы начала 1960-х годов
Фиг. 3. Воздушно-косми-
ческий челночный аппа-
рат, СОСТОЯЩИЙ ИЗ МОДИ
фмцпрованнок ракеты -
носителя «Сатурн» 1В
одноразового примене-
ния и сохраняемого ап
парата HL-10 с несущим
корпусом
Фиг. 4. Воздушно-косми-
ческий челночный аппа-
рат по схеме Фаже
щества ракетной тех-
ники, в частности при-
менение высокоэнерге-
тического топлива
(жидкого водорода и
жидкого кислорода) и
Фнг. 2. Схема аппарата Нортроп HL-I0
Успешное развитие ракет-носителей с верти-
кальным стартом способствовало разработке воз-
душно-космического челночного аппарата с после-
довательным расположением ступеней; в этой схе-
ме аппарата предусматривались ракета-носитель
одноразового применения и сохраняемая орбиталь-
ная ступень. Ограничения, обусловленные макси-
мально допустимым изгибающим моментом для
носителя и отклонением вектора тяги, наряду с
оптимизацией величины боковой дальности при по-
лете в атмосфере определили необходимость умень-
шения площади и удлинения крыла. В результате
появилась компактная форма орбитальной ступени
аппарата с несущим корпусом. Типичным аппара-
том такого назначения является аппарат HL-10
вертикального старта.
Носитель и орбитальная ступень с прямыми крылья-
ми большого удлинения, хотя и обеспечивают не-
большую боковую дальность, вследствие полета
при больших коэффициентах подъемной силы не
имеют недостатков, присущих аппарату с несущим
корпусом в полете с выключенной силовой установ-
кой при трансзвуковых и дозвуковых скоростях.
В отличие от командного отсека космического
летательного аппарата «Аполлон», снижающегося
в атмосфере с использованием парашюта и совер-
шающего посадку на воду, орбитальная ступень
после снижения с геоцентрической орбиты на атмо-
сферном участке выполняет полет, заход на посад-
ку и посадку, как обычный самолет. Техническими
•Max Faget— сотрудник NASA.
18
требованиями предусматривалось, чтобы носитель
и орбитальная ступень перелетали с места при-
земления в район запуска в соответствии с устано-
вившейся практикой эксплуатации самолетов.
Однако значение воздушно-космического чел-
ночного аппарата не только техническое. Более
важным является то, что он утверждает зрелость
космической техники до такой степени, что стано-
вится возможным управлять стоимостью програм-
мы, и вопросы экономичности выдвинул на первое
место. Создание и функционирование больших пи-
лотируемых космических станций, занимающих
важное место в космической программе США, за-
висит от экономичности повторно используемого
воздушно-космического челночного аппарата. Чел-
ночный аппарат будет использоваться для регуляр-
ного снабжения космических станций. Аппарат бу-
дет доставлять людей, топливо, научное оборудо-
вание и другие грузы на орбиту и возвращаться,
выполняя таким образом роль верхней ступени но-
сителя орбитального и стыкующегося аппарата,
аппарата, входящего в атмосферу, и самолета, мо-
гущего планировать или совершать крейсерский
полет к месту посадки и выполнять обычную по-
садку. Он, возможно, будет иметь размеры самоле-
тов Боинг 747 или Локхид С-5А.
Применение аппарата для выполнения других
заданий также уменьшит стоимость космической
программы. Большой грузовой отсек является ис-
точником универсальности аппарата, и орбиталь-
ная ступень может иметь значительно большие раз-
меры, чем возможно в пределах ограничений,
определяемых размерами носовых обтекателей
верхних ступеней ракет-носителей. В грузовом от-
секе длиной 18,3 м и диаметром 4,6 .и можно раз-
местить выводимую на орбиту нагрузку весом 9—
22,3 тс.
Весьма вероятно использование аппарата для
вывода на расчетную орбиту спутников Земли, что
позволит устранить многие из существующих про-
блем, связанных, в частности, с отделением носо-
вых обтекателей, раскрытием панелей солнечных
элементов, надуванием антенн и выпуском стаби-
лизирующих штанг и т. д. Представится возмож-
ность сближаться со спутниками для проверки их
состояния или выполнения других работ.
Таким образом, наличие воздушно-космическо-
го челночного аппарата с большим грузовым отсе-
ком будет способствовать созданию более совер-
шенных по конструкции спутников, повышению их
надежности и уменьшению стоимости. Геометрия и
размеры грузового отсека орбитальной ступени
имеют важное значение, поскольку они определяют
ограничения будущих заданий, выполняемых с ис-
пользованием аппарата. К нагрузкам, которые мо-
гут быть выведены в космос с использованием чел-
ночного аппарата, относятся элементы космических
станций размером до 10 м, зеркала антенн и теле-
скопы и даже комплектные ракеты-носители. Важ-
ное значение имеет возможность вывода в аппара-
те на орбиту ракеты-носителя с нагрузкой, так как
это позволит сохранить приблизительно половину
приращения скорости, необходимой для межпла-
нетного полета.
Эволюция воздушно-космического челночного
аппарата от небольшого планирующего аппарата
до аппарата, приближающегося по размерам к са-
молетам Боинг 747 или Локхид С-5А, привела нё
к одной, а нескольким конкурирующим конфигура-
циям воздушно-космического челночного аппарата.
В 1950-х годах различные контрактанты изучали в
основном трехступенчатый воздушно-космический
челночный аппарат с параллельным расположени-
ем ступеней, с треугольным крылом. С течением
времени исследования сосредоточились на сохра-
няемой орбитальной ступени, вертикальный старт
которой предполагалось осуществлять с помощью
существовавших ракет-носителей. Определенной
тенденцией были исследования для орбитальных
ступеней аппаратов с несущим корпусом, характе-
ризующихся малым удлинением и большой объем-
ной эффективностью по сравнению с аппаратами
самолетной схемы.
За исключением незначительных деталей, схемы
рассматривавшихся орбитальных ступеней были
подобны. Они имели корпусы с большими углами
стреловидности (75°—85°) с треугольной формой
в плане и коэффициентом объемной эффективности
меньшим, чем у космических летательных аппаратов
«Аполлон» и «Джеминай», но с лучшими летными
характеристиками, чем у этих аппаратов (фиг. 5).
Примерами таких аппаратов являются Боинг «Дай-
на Сор» (Х-20), Нортроп HL-I0, Мартин SV-5
(позднее получивший обозначение Х-24А) и семей-
ство аппаратов, исследовавшихся в лаборатории
динамики полета ВВС США.
Для этих аппаратов могли быть достигнуты
искусные компромиссы в целях максимального
увеличения производительности (тскм) на боковой
дальности, достигаемой при гиперзвуковой скоро-
сти, частично благодаря прямой зависимости аэро-
динамического качества и боковой дальности и
частично вследствие относительной простоты со-
отношений при гиперзвуковых скоростях.
Для аппаратов были разработаны аэродинами-
ческие улучшения (дополнительные щитки, поверх-
ности управления и кили), обеспечивающие прием-
лемые характеристики управляемости аппаратов
при дозвуковых скоростях и при посадке.
Поскольку установка на такие компактные
аппараты двигателя была трудной задачей и при-
водила к значительному увеличению веса относи-
тельно небольших рассматривавшихся в то время
аппаратов, то предполагалось, что аппараты будут
выполнять заход на посадку в планировании и не
иметь возможности ухода на второй круг. Из всех
аппаратов с несущим корпусом наиболее широко
Фиг. 5. Исследование формы орбитальной ступени
19
Скорость [м/ггя]
npedffAtfcu/rre/riMffpmi РлаРа. [мии]
Фиг. 6. Скорости входа в атмосферу и максимальные
удельные тепловые потоки для МБС, аппаратов
«Аполлон» и «Джеминай» и орбитальной ступени
воздушно-космического челночного аппарата
был исследован аппарат HL-10: на его основе пред-
полагалось создать орбитальную ступень, выводи-
мую на геоцентрическую орбиту модифицирован-
ной ракетой-носителем «Сатурн» 1В.
В мае 1969 г. Фаже предложил схему воздушно-
космического челночного аппарата, носитель и ор-
битальная ступень которого выполнены по схеме
дозвукового самолета с прямым крылом большого
удлинения и вспомогательной силовой установкой
из ТРД. Аппарат обладает характеристиками, поз-
воляющими эксплуатировать его с большинства
имеющихся аэропортов. В качестве обоснования
для использования такой схемы воздушно-косми-
ческого челночного аппарата приводятся следую-
щие доводы. Во-первых, условия нагрева орбиталь-
ной ступени этого аппарата при входе в атмосферу
значительно отличаются от условий аэродинами-
ческого нагрева аппаратов «Аполлон» и «Джеми-
най» при их входе в атмосферу (фиг. 6).
Аппарат Фаже рассеивает значительную часть
кинетической энергии на больших высотах по срав-
нению с аппаратом «Аполлон», вследствие чего к
поверхности аппарата будет притекать меньший
тепловой поток и, следовательно, будут возникать
более низкие температуры. Аппарат будет, по всей
вероятности, первым пилотируемым летательным
аппаратом, в конструкции которого нс будут при-
меняться абляционные материалы, поскольку при
развивающихся от аэродинамического нагрева тем-
пературах теплозащитное покрытие будет только
оплавляться, а не переходить непосредственно из
твердого состояния в газообразное. В связи с этим
температура большей части, если не всей конструк-
ции аппарата, будет близка к равновесной темпе-
ратуре излучения. Причиной является то, что про-
должительность полета на атмосферном участке
снижения достигает одного часа по сравнению с
10 минутами для космического летательного аппа-
рата «Аполлон»; продолжительность снижения в
атмосфере орбитальной ступени может быть и зна-
чительно большей, когда необходимо достигнуть
большой боковой дальности.
Другим соображением, учитываемым при рас-
смотрении теплового режима аппарата, являются
большие размеры аппаратов, рассматриваемых в
проектных исследованиях в настоящее время. Их
увеличенные длины обусловливают увеличение чис-
ла Re, а усложнение их геометрической формы при-
водит к увеличению кривизны линии тока. Оба эти
изменения могут способствовать переходу погра-
ничного слоя из ламинарного в турбулентный. По-
скольку теплопередача в турбулентном слое в
два—пять раз больше, чем в ламинарном слое, то
это может определить более высокие температуры
конструкции аппарата со всеми вытекающими по-
следствиями в выборе материалов, весе и балан-
сировке аппарата.
Однако проектирование конструкции, охлаждае-
мой излучением, а нс уносом массы, требует точно-
го знания местных тепловых потоков по всей по-
верхности. Выбор материалов, способных противо-
стоять результирующим температурам, должен
быть сделан без ошибок, которые допустимы при
более толстом теплозащитном покрытии из абля-
ционного материала. Таким образом, упор делает-
ся на исследования температурных профилей, а
не на опорный уровень температуры, и это важно
при выборе схемы аппарата. Геометрическая фор-
ма аппарата не только должна способствовать
уменьшению действующих на конструкцию тепло-
вых нагрузок, но и быть пригодной для оценки тем-
ператур поверхности.
Чтобы уменьшить приток тепла в конструкции
аппаратов HL-10 и Фаже, используются выпуклые
поверхности и благоприятный градиент давления
(фиг. 7). Эти два аппарата значительно отличают-
ся от обычного аппарата, входящего в атмосферу,
который имеет плоское днище до точки перегиба, за
которой начинается хвостовая часть. Давление в ос-
новном равномерно распределяется по плоской по-
верхности, но резко снижается в точке перегиба.
Тепловые потоки соответствуют распределению дав-
ления. Поскольку давления торможения создаются
в носовой части, плавное сглаживание резкого сни-
жения давления у точки перегиба путем постепен-
ного изменения наклона (и соответственно измене-
ния давления) способствовало бы уменьшению
уровней теплопередачи.
Именно с этой целью на аппарате IIL-10 корпус
имеет выпуклую форму, а на орбитальной ступени
аппарата Фаже используется лыжеобразный нос.
Профиль, используемый для управления давлени-
ем. предназначен не только для обеспечения благо-
приятного градиента, но и специально оптимизиро-
ван для заданных условий. Как выпуклый корпус,
20
так и лыжеобразный нос приводят к быстрому по-
нижению уровнен теплопередачи и малым тепло-
вым потокам на большей части длины аппарата по
сравнению с плоской поверхностью.
Компромиссы в части теплопередачи в преде-
лах ограничении конструкции редко исследовались
при проектировании, и систематические исследова-
ния в этой области еще не публиковались. Но они
не являются теоретическим курьезом—достигае-
мые преимущества конструкции весьма значитель-
ны. Такая схема аппарата оказывает большое
влияние на его конструкцию и стоимость. Распре-
деление температуры по оси аппарата HL-10 при
максимальном аэродинамическом качестве во вре-
мя входа в атмосферу таково, что половина длины
корпуса аппарата подвергается воздействию темпе-
ратуры менее 670° С, а при максимальном коэффи-
циенте подъемной силы она превышается по всей
длине. Таким образом, около 75% нижней поверх-
ности могло бы быть изготовлено не из тугоплав-
ких сплавов, а из материала Рене 41, в результате
чего стоимость только материала для аппарата по-
низилась бы в пять—десять раз.
Поскольку температура летательных аппаратов,
входящих в атмосферу, изменяется обратно про-
порционально их длине, то при увеличении длины
аппарата представляется возможным использовать
на некоторых участках поверхности более дешевые
материалы. Титан имеет предельную температуру
425° С, но по удельному весу он почти вдвое легче
тугоплавкого сплава; титан легко поддается горя-
чен формовке при изготовлении деталей сложной
кривизны, а тугоплавкие сплавы, как правило, по-
зволяют плоской панели придавать только одинар-
ную кривизну. Использование титана позволит
уменьшить стоимость I кгс веса аппарата с десят-
ков тысяч долларов до тысяч или даже сотен дол-
ларов, т. е. в 10—20 раз (фнг. 8).
В расчетах принимается, что уровни темпера-
тур вдоль размаха аналогичны распределению тем-
пературы по оси. Однако это не вполне соответству-
ет действительности; в частности, на плоских ниж-
них поверхностях с носками малых размеров
температуры возрастают очень быстро, а при уда-
лении от оси их изменение имеет параболический
характер. Но даже и при плоской нижней поверх-
ности аппарата HL-I0 распределение температу-
ры по размаху довольно равномерно как следствие
тщательного балансира между местным размахом,
кривизной носка и поперечным сечением. Сложная
кривизна, представляющая проблему для неболь-
ших аппаратов, может быть легче использована
для больших аппаратов, у которых максимальные
размеры элементов ограничены соображениями,
связанными с уменьшением допусков на тепловое
расширение, и проще аппроксимируются поверхно-
стями сложной кривизны.
Таким образом, правильный выбор продольной
кривизны и геометрии поперечного сечения дает
возможность уменьшить тепловые потоки при ла-
минарном обтекании, а в результате может быть
достигнута существенная экономия средств. Если
может быть реализован благоприятный градиент
давления вдоль линии тока, то увеличенная кривиз-
на в определенной степени компенсирует число Re
при длинном корпусе аппарата и задержит пере-
ход. В простом примере для аппарата HL-10, ле-
а аппараты полукокичсской формы, со срезанной хвос-
товой частью и с килями: б аппарат Фаже; <г опти-
мальная форма аппарата
Фиг. 7. Исследование оптимальной формы орбитальной
ступени воздушно космического челночного аппарата
Гб.50
Н 1.-/0
Зилыррам (19,53 гс/см3)
Тантал (16,56 гс/см3)
МалибОеи ( Ю, 26 гс/см3)
НиаОаа {6,57 гс/см3)
1100
репе о/
Сг/лаб Тт/ЩСг [690гс/см3)
Тала / L 605 ( 9, /3 гс/см 3)
°^^ма„с (Ос SO*}
_Гллаб Аялаиель
{669 гс/см3)
SS0 T * мане
-Титан ( 6,59 гс/см О)-
-Алюминий (2,7гс/см3)—
О	0,25	0,50	0,75	1,0
Отнлсательная Злила аппарата
Фиг. 8. Использование материалов в конструкции
орбитальной ступени воздушно-космического чел-
ночного аппарата в зависимости от местной тем-
пературы от аэродинамического нагрева
тающего при максимальном аэродинамическом ка-
честве, а не при максимальном коэффициенте
подъемной силы, достигается значительная эконо-
мия и увеличивается боковая дальность. В данном
примере стоимость и летные характеристики аппа-
рата находятся в фазе, но это не обязательно будет
наблюдаться в процессе проектных итераций, но
очень важно, что все эти компромиссы чрезвычайно
чувствительны как в отношении летной характери-
21
Фиг. 9. Зависимость посадочной скорости от удельной
нагрузки и сбалансированного коэффициента подъемной
силы для воздушно-космического челночного аппарата
различных схем
стики, так и стоимости к температурным ограниче-
ниям.
Управление температурой в процессе разработ-
ки аппарата никогда систематически не исследова-
лось, хотя и кажется весьма обещающим; это при-
водит к более сложной геометрии и требует тща-
тельного внимания к обычно неучитываемым
деталям. Аппараты Фаже и HL-10 могут стать
первыми из нового класса летательных аппаратов,
входящих в атмосферу, для которых компромиссы
в области теплопередачи — аэродинамики являют-
ся главными переменными конфигурации, а не гра-
ничное условие, как в прошлом.
Аппарат по предложенной Фаже схеме представ-
ляет собой дозвуковой самолет, обладающий также
возможностью входа в атмосферу в отличие от
аппаратов с несущим корпусом, которые являются
гиперзвуковыми аппаратами, совершающими по-
садку. В первоначальных исследованиях аппаратов
пытались использовать формы самолетов-истреби-
телей 100-й серии, чтобы достигнуть компромисса
между аэродинамическим нагревом при гиперзвуко-
вых скоростях (крыло с достаточно большим углом
стреловидности) и посадочными характеристиками
при дозвуковых скоростях (крыло с достаточно
большим удлинением). Однако необходимость об-
легчить проблемы теплопередачи и улучшить
характеристики при гиперзвуковых скоростях при-
вели к аппарату с несущим корпусом, имеющим
большой угол стреловидности. Уменьшение удли-
нения с двух—трех до единицы с последовательным
уменьшением наклона кривой зависимости коэффи-
циента подъемной силы от угла атаки при посадке
привело к необходимости уменьшения удельной
нагрузки, чтобы осуществлять посадку при прием-
лемом угле атаки.
В противоположность этому крыло аппарата
Фаже имеет удлинение около семи и в результате
достаточно крутой наклон кривой зависимости
коэффициента подъемной силы от угла атаки при
дозвуковых скоростях, чтобы создавать достаточно
большую подъемную силу при малых углах атаки
(8°—12°). Приемлемые посадочные коэффициенты
подъемной силы можно получить даже при мень-
ших площадях крыла или при большой удельной
нагрузке на крыло. Схема аппарата Фаже пред-
назначена, таким образом, для того, чтобы преодо-
леть проблемы, возникающие для аппаратов с не-
сущим корпусом, имеющих малое удлинение, при
дозвуковых и околозвуковых скоростях. Аппарат
Фаже является фактически первой схемой аппара-
та, специально предназначенного для челночных
полетов по маршруту Земля — геоцентрическая
орбита — Земля, и установленные на нем ВРД
предназначаются для использования при посадке
после снижения с орбиты и при взлете и посадке в
перегоночных полетах.
Установка на аппарате ВРД позволит также
устранить многие проблемы, возникающие при
трансзвуковых скоростях полета. Аппарат с ВРД
сможет летать при трансзвуковых скоростях с ма-
лым коэффициентом подъемной силы, когда может
возникнуть бафтинг, и маневрировать при дозвуко-
вых скоростях, для которых оптимизированы его
аэродинамические характеристики. Дополнитель-
ным преимуществом является то, что его летные
характеристики могут быть гарантированы с доста-
точной точностью, поскольку геометрия аппарата
поддается классическому анализу и сравнению с
обширными данными, полученными для натурных
самолетов.
Более того, большое удлинение крыла и кру-
той наклон кривой зависимости коэффициен-
та подъемной силы от угла атаки, что обеспе-
чивает большую подъемную силу при малых
углах атаки, позволяют получить коэффициенты
подъемной силы при посадке, которые могут быть
достигнуты при малой площади крыла и, таким
образом, с меньшим весом конструкции. Представ-
ляется возможным обеспечить хороший обзор лет-
чику при посадке и простое по конструкции шасси.
С другой стороны, треугольное крыло с малым
удлинением имеет малый наклон кривой зависимо-
сти коэффициента подъемной силы от угла атаки.
При подобных величинах удельной нагрузки на
крыло и коэффициентах подъемной силы угол ата-
ки увеличивается в три раза, когда удлинение
уменьшается с 7 до 1. При столь больших углах
атаки летчик может не видеть взлетно-посадочной
дорожки (и даже горизонта), если он нс осуществит
крутой заход на посадку с большой вертикальной
скоростью снижения, или для летчика должны
быть применены перископы, окна и т. п.
Характеристики управляемости аппаратом с
несущим корпусом без двигателя при трансзвуко-
вых скоростях также определяют малую удельную
нагрузку (фиг. 9). Самые сложные маневры во
время возвращения аппарата в атмосферу, сопро-
вождающиеся большим коэффициентом перегрузки
(порядка 3—5), выполняются во время снижения
по спирали, чтобы выйти на дорожку с запасом
скорости около 540 км час.
Аэродинамическая схема также в значительной
мере влияет на тепловую нагрузку, действующую
на аппарат во время входа в атмосферу. При ги-
перзвуковых скоростях аппараты с несущим корпу-
сом, имеющие большой угол стреловидности по
передней кромке для того, чтобы критическая точ-
ка не была на передней кромке и не достигались
высокие температуры, летают с углами атаки,
соответствующими наибольшему гиперзвуковому
аэродинамическому качеству аппарата. Тем-
пература может быть снижена при малой
удельной нагрузке на крыло, определяемой посад-
кой, и путем увеличения радиуса носка. Поскольку
эти аппараты могут летать при относительно малых
углах атаки, то легко достигается гиперзвуковое
22
аэродинамическое качество более единицы, а вели-
чина боковой дальности превышает 1600 км.
В противоположность этому прямое крыло с
большим удлинением, используемое в аппарате са-
молетной схемы, быстро достигает условий тормо-
жения при небольшом радиусе скругления носка.
Это быстро ведет к увеличению тепловых потоков,
так как теплопередача возрастает по мере умень-
шения радиуса скругления. Минимальный угол
атаки чрезвычайно ограничен, а максимальная ве-
личина гиперзвукового аэродинамического качест-
ва мала, что приводит к меньшим боковым даль-
ностям. Поскольку влияние угла атаки при типич-
ных его величинах на боковую дальность неболь-
шое, то значительного увеличения боковой дально-
сти достигнуть нелегко. При входе в атмосферу с
углом атаки 60° гиперзвуковое аэродинамическое
качество около 0,5, и для таких противоположных
схем, как самолет и аппарат «Аполлон», боковая
дальность 320—400 км. Если желательно увеличить
боковую дальность, возможен полет на крейсер-
ском режиме, но для этого необходимо топливо,
которое потребуется выводить на орбиту.
В крейсерском полете с дозвуковой скоростью
на расстояние до 800 км потребуется 4500-
9000 кге топлива (фиг. 10), что резко уменьшает
вес нагрузки, выводимой на орбит}'. Хотя эффек-
тивность аппарата на крейсерском режиме являет-
ся также функцией удельной нагрузки, высоты и
скорости полета, аппарат по схеме Фаже с макси-
мальным аэродинамическим качеством около вось-
ми и при расходе топлива 0,25—0,5 кгс/кгс-час мо-
жет достигнуть удельной дальности 65—90 км на
кге расходуемого топлива.
Рассмотрение этих двух предельных схем аппа-
рата, в частности в отношении угла стреловидно-
сти, позволяет сделать вывод, что лучший выбор
мог бы быть сделан путем компромисса в выборе
угла стреловидности между аппаратом с несущим
корпусом и самолетом с прямым крылом. Но
имеется определенная граница уменьшения угла
стреловидности: ио мере увеличения гиперзвуково-
го аэродинамического качества и уменьшения рас-
четного угла атаки интерференция головного скач-
ка уплотнения с крылом ограничивает допустимый
размах крыла. Это объясняет, почему аппарат с
прямым крылом большого удлинения должен вхо-
дить в атмосферу при угле атаки около 60° и с
аэродинамическим качеством 0,5; при меньшем
угле атаки будет сгорать носок крыла.
Для обеспечения максимальной эффективности
при дозвуковых скоростях при минимальной в
плане площади (минимальный вес конструкции)
контролирующим фактором является размах кры-
ла. Из этого следует целесообразность применения
крыла, объединенного с фюзеляжем, имеющим
большую высоту, и удлинения крыла, подобного
тому, которое следует из результатов исследова-
ний сверхзвукового или гиперзвукового летательно-
го аппарата. Тщательное внимание необходимо
уделить местной геометрии, в частности таким эле-
ментам, как носок крыла и интерференция скачка
уплотнения у задней кромки с хвостовым оперени-
ем, поскольку эта интерференция может вызвать
повышение температуры на 150—320° С.
Если требуется большая боковая дальность по
сравнению с обеспечиваемой при использовании
Фиг. 10. Зависимость боковой дальности от угла
атаки и вес топлива для дозвукового
крейсерского полета аппарата
такого крыла на самолетной схеме аппарата, мо-
гут быть приняты дополнительные компромиссные
решения без уменьшения веса нагрузки, выводи-
мой на орбиту. Поскольку предусматриваются за-
пасы топлива для старта, маневра на орбите, тор-
можения для схода с орбиты и т. д., то желатель-
ный запас должен иметься на каждой ступени, но
на основе статистических данных большая часть
резервов не используется полностью, и, следова-
тельно, это топливо может быть использовано для
крейсерского полета с дозвуковой скоростью. Пред-
полагается, что в среднем для каждого крейсерско-
го полета с дозвуковой скоростью представляется
возможным использовать 4500—9000 кге топлива
(или 1% общего запаса). При небольших расходах
на изоляцию для топливных баков дальность до-
звукового полета может быть увеличена на 480—
960 без уменьшения расчетного веса нагрузки
в сравнении со стандартным случаем, когда раз-
меры топливных баков с изоляцией определяются,
исходя из требований полета по орбите и для крей-
серского полета.
Выше были рассмотрены случаи входа орбиталь-
ной ступени в атмосферу и ее посадки. Но имеются
и другие виды взаимосвязи между геометрией схе-
мы аппарата и стоимостью, которые оказывают
влияние на другие фазы полета. Даже идентичные
геометрические схемы могут иметь различную ком-
поновку. Например, расположение стыковочных
узлов носителя и орбитальной ступени может отра-
зиться на конструкции каждого из этих аппаратов,
а также на конструкции баков для жидкого кисло-
рода. Кроме того, широкие возможности для ком-
промиссов имеются между стоимостью инспекции
(в зависимости от ее продолжительности) и вло-
жениями в бортовое оборудование и заменами
оборудования вместо того, чтобы ремонтировать
возвращенное оборудование.
Важное значение могут приобрести различные
детали аппарата, в частности, когда используемые
на нем крепежные детали подвергаются воздейст-
вию высоких температур. Эти проблемы возникали
на самолете Локхид SR-7I, когда в результате воз-
никновения температур 150—240° С потребовалось
решать проблемы герметизации, работы подшип-
ников, тросовой проводки и т. д.
R. Lee at. Reentry: A New Ball Game.
Space/Aeronautics, It, 1970.
Референт H. И. Белов.
23
УДК 629.782.01
ПРОЕКТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО
ЧЕЛНОЧНОГО АППАРАТА
Программой NASA по разработке воздушно-
космического челночного аппарата предусматрива-
лись следующие четыре этапа работ:
на этапе А проводились предварительные иссле-
довании аппарата;
на этапе В выполнялись комплексные исследо-
вания предварительных проектов аппарата и эскиз-
ное проектирование выбранной схемы аппарата для
дальнейших исследований оптимального варианта;
на этапе С выбирался окончательный проект
аппарата;
на этапе D производятся разработка, изготовле-
ние и летные испытания аппарата с последующим
вводом его в эксплуатацию (в конце 1970-х годов).
Исследования на этапе А, проведенные в февра-
ле— сентябре 1969 г. ведущими авиационно-кос-
мическими фирмами по контрактам с NASA и ВВС
США, включали одноступенчатую, полутораступен-
чатую (со сбрасываемыми внешними топливными
баками после выработки топлива) и двухступенча-
тую схемы воздушно-космического челночного
аппарата как с параллельным, так и последова-
тельным расположением носителя и орбитальной
ступени с прямым или треугольным крылом. Иссле-
довавшиеся схемы воздушно-космического челноч-
ного аппарата приведены на фиг. 1. Ориентировоч-
ная схема продолжительности нагрева и интенсив-
ности тепловой нагрузки, воздействующих на орби-
тальную ступень с прямым и треугольным крылом
на участке снижения в атмосфере, показана на
фнг. 2.
Проанализировав представленные фирмами
проекты, NASA признала целесообразным исследо-
вать полностью сохраняемый аппарат с параллель-
ным расположением носителя и орбитальной ступе-
ни, снабженных прямым крылом. Такой аппарат
входит в атмосферу при больших углах атаки, что
/ аппарат со сбрасынагмыми топливными баками;
2—носитель с треугольным крылом; орбитальная сту-
пень аналогична аппарату HL-I0 с несущим корпусом.
3—носитель с прямым крылом; орбитальная ступень
с треугольным крылом; 4 носитель и орбитальная
дываамцвмея Крылом; 5—носитель и ор-
битальная ступень с прямыми неподвижными крыльями
Фиг. 1. Схемы двухступенчатого аппарата,
исследования которых проводились
в рамках этапа А
обеспечивает интенсивное замедление на больших
высотах при входе в атмосферу и уменьшает вре-
мя воздействия аэродинамического нагрева. Одна-
ко при этом боковая дальность полета орбитальной
ступени будет около +450—500 км. Это неприемле-
мо для министерства обороны США, которое счи-
тает необходимым создание орбитальной ступени
с треугольным крылом, входящей в атмосферу с
малым углом атаки, чтобы обеспечить боковую
дальность полета +2700—3700 км. Такие большие
пределы маневрирования, по мнению ВВС США,
необходимы для того, чтобы орбитальная ступень
могла доставлять на Землю людей и материалы
наблюдений в любое время и с любой точки орби-
ты, обеспечив при этом посадку ступени на один из
военных аэродромов на территории США.
о 7ио wo soo see моо ;гоо моомоо моо гооо
Фиг. 2. Тепловые потоки и температуры,
действующие на орбитальную ступень
с треугольным и с прямым крылом на 0,7
длины корпуса по оси
Принципиальная схема размещения основной и
вспомогательных силовых установок на носителе
и орбитальной ступени дана на фиг. 3, а основные
технические характеристики силовых установок
приведены в табл. 1.
Носитель отделяется от орбитальной ступени
на высоте до 70 км при скорости 2900—3200 м!сек,
снижается при большом угле атаки (до 60°), пере-
ходит на режим полета при малом угле атаки
(10°—15°) и совершает посадку в заданном районе.
Орбитальная ступень после отделения от носителя
с использованием основной силовой установки вы-
ходит на расчетную орбиту, стыкуется с орбиталь-
ной станцией и передает на нее доставленные гру-
зы, а затем принимает грузы для возвращения на
Землю, отделяется от станции и сходит с орбиты;
вход в атмосферу осуществляется при большом
угле атаки с последующим переходом на полет
при малом угле атаки и посадкой в заданном райо-
не. После соответствующего восстановительного
ремонта носитель и орбитальная ступень подготав-
ливаются к очередному полету.
Программа летных испытаний воздушно-косми-
ческого челночного аппарата составлялась с учетом
опыта разработки и испытаний больших самолетов.
24
Осмо/ubtf
ж РА
F. '  '.'?	:-..-/л/е ЖРД
Для маневрирования
иа еупате
		
носитель
РеноВяь/е
ЖРД
ЖРД одиентауии
ступени
ВРД, непользуемые
л ди ясса ё и е
Фиг. 3- Схема размещения основной
и вспомогательных силовых установок
на воздушно-космическом челночном аппарате
В первой фазе летных испытаний предполагались
горизонтальные взлеты и полеты с дозвуковыми
скоростями носителя и орбитальной ступени с ис-
пользованием ВРД вспомогательной силовой уста-
новки. Эти испытания предполагалось проводить
на базе ВВС Эдвардс, поскольку требуется дорож-
ка длиной около 3300 .и. Во второй фазе намеча-
лось осуществлять вертикальные запуски носителя
и орбитальной ступени с достижением сверхзвуко-
вых скоростей. В третьей фазе предполагался вер-
тикальный старт комплектного аппарата и разделе-
ние ступеней на расчетной высоте с последующим
выходом орбитальной ступени на геоцентрическую
орбиту.
Большое внимание уделяется использованию
ВРД при заходе на посадку, так как помимо тех-
нических проблем весьма существенным является
уменьшение веса выводимой нагрузки, связанное с
наличием таких двигателей и топлива для них.
Таблица I
Основные характеристики двигателей
для воздушно-космического челночного аппарата
Характеристики	Основная силовая установка	Вспомогательная силовая установка	
		для системы ориентации	ДЛЯ маневра на орбите
Тяга рис]: на уровне моря	182	0,68	6,8
в вакууме	215	—	—
Удельный импульс 1кгс сек!	459	423	444
кге ) Топливо	Жидкий	Газо-	Жидкий
Вес двигателя	водород + жид- кий кислород 2064	образный водород и кислород 11,3	водород + жидкий кислород 145
|«гс| Диаметр	2820	254	1016
двигателя |.м.и| Длина [ж.я]	3658	584	1778
	(5207 мм с полностью выдвинутым насадком)		
Фиг. 4. Летные испытания модели орбитальной
ступени
В мае—июне 1970 г. были проведены летные ис-
пытания сбрасываемой с вертолета модели иссле-
дуемого аппарата многократного применения
(фиг. 4). Целью испытаний являлось исследование
процесса перехода орбитальной ступени от режима
входа в атмосферу при большом угле атаки (до
60°) в режим полета при малом угле атаки.
На основе анализа проектов, разработанных в
рамках этапа A, NASA составила следующие тех-
нические требования для воздушно-космического
челночного аппарата:
аппарат двухступенчатый с параллельным рас-
положением носителя и орбитальной ступени, рас-
считанных на 100 полетов в течение 10 лет; старт
вертикальный, носитель отделяется от орбитальной
ступени па высоте около 60 км при скорости при-
близительно 3000 м'сек, посадка ступеней горизон-
тальная; стартовый вес аппарата около 1600 тс;
нагрузка весом 11,34 тс выводится на геоцентричес-
кую орбиту высотой 500 км с углом наклонения к
экватору 55°; нагрузка размещается в грузовом от-
секе (диаметром 4,6 л» и длиной 18,3 л) орбиталь-
ной ступени;
основная силовая установка носителя состоит
из 12 ЖРД с тягой по 182 тс на уровне моря, рабо-
тающих на жидком водороде и жидком кислороде,
а основная силовая установка орбитальной ступени
состоит из двух аналогичных ЖРД, развивающих
тягу 215 тс в вакууме;
носитель н орбитальная ступень имеют вспомо-
гательные силовые установки для системы ориен-
тации и захода на посадку; на орбитальной ступе-
ни имеется также вспомогательная силовая уста-
новка для выполнения маневра на орбите;
члены экипажа (два человека) и 10 пассажи-
ров без скафандров; максимально допустимая пе-
регрузка равна трем;
на носителе и орбитальной ступени максималь-
но возможно используются идентичные системы и
оборудование;
интервал между двумя запусками аппарата
15 суток (по другим источникам 21 сутки), в том
числе 7 суток на полет по маршруту Земля — низ-
кая геоцентрическая орбита — Земля и 8 суток на
25
проведение ремонтно-восстановительных работ и
подготовку к очередному запуску.
Проектные исследования в рамках этапа В вы-
полнялись несколькими группами фирм, объеди-
нившихся для получения контракта NASA на раз-
работку воздушно-космического челночного аппа-
рата, поскольку ни одна из фирм не может выпол-
Фиг. 5. Проекты воздушно-космического челночного аппарата
фирмы Норт Америкен
Фиг. 6. Проект воздушно-космического челночного аппарата
фирмы Мак Доннелл-Дуглас
/ одноступенчатый аппарат фирмы Крайслер; 2— аппарат со
сбрасываемыми топливными баками фирмы Локхид; двух-
ступенчатый аппарат с РДТТ в качестве первой ступени
(проект фирм I руммлн и Войт): -двухступенчатый аппарат
с ЖРД на носителе и орбитальной ступени (проект фирм
Грумман и Боинг)
Фиг. 7. Схемы аппарата, исследовавшиеся по повторным
контрактам NASA в рамках этапа А
нить огромный объем работ, связанный с создани-
ем такого аппарата.
Рассмотрев представленные в марте 1970 г. на
конкурс проекты воздушно-космического челноч-
ного аппарата, NASA признала победителями кон-
курса две группы фирм, одна из которых возглав-
лялась фирмой Норт Америкен, а другая — фир-
мой Мак Доннелл-Дуглас.
Фирма Норт Америкен представила два вариан-
та воздушно-космического челночного аппарата
(фиг. 5), в которых используется один и тот же тип
носителя с прямым крылом, а орбитальная сту-
пень в одном случае снабжена прямым, а в дру-
гом— треугольным крылом. Аппарат по проекту
фирмы Мак Доннелл-Дуглас состоит из носителя
с треугольным крылом и орбитальной ступени со
складывающимся крылом (фиг. 6). Технические
характеристики аппаратов этих фирм приведены
в табл. 2.
В мае 1970 г. NASA заключила параллельные
контракты (стоимостью по 8 млн. долл, и сроком
до июня 1971 г.) с фирмами Норт Америкен и Мак
Доннелл-Дуглас на разработку аппарата в рамках
этапа В.
В нюне 1970 г. NASA сочла необходимым прове-
сти дополнительные исследования воздушно-косми-
ческого челночного аппарата в рамках этапа А, и
в связи с этим она выдала повторные контракты
фирмам Грумман, Локхид и Крайслер на проведе-
ние исследований ряда схем аппарата (фиг. 7). Ра-
боты по повторным контрактам в рамках этапа А
фирмы должны были также завершить до июня
1971 г.
Учитывая требования ВВС США, NASA в янва-
ре 1971 г. внесла следующие изменения в техничес-
кие требования на разработку аппарата.
Стартовый вес аппарата увеличен с 1600 до
2300 тс. Максимальный вес нагрузки, выводимой
на геоцентрическую круговую орбиту высотой
185 км с углом наклонения 28°,5, увеличен до
29,5 тс. Нагрузка размещается в цилиндрическом
отсеке длиной 18,3 тс и диаметром 4,6 .и. На орби-
тальной ступени вместо прямого крыла применяет-
ся треугольное крыло с тем, чтобы обеспечить бо-
ковую дальность +2000 км.
Тяга ЖРД основной силовой установки носите-
ля и орбитальной ступени увеличена со 182 до
250 тс на уровне моря (в вакууме 287 тс). ЖРД
имеет следующие характеристики: вес 3375 кге,
длина 396 см, степень расширения сопла ~35.
удельный импульс 397 кгссек/кгс, давление в ка-
мере сгорания 210 кгс/см2, ресурс 7,5 час, после
чего требуется переборка; максимальный угол от-
клонения на шарнирном подвесе 11°. Сравнитель-
ные размеры ЖРД основной силовой установки
воздушно-космического аппарата и ЖРД F-1 и J-2,
используемых на ракете-носителе «Сатурн» 5, даны
на фиг. 8. Основная силовая установка носителя
состоит из 12 ЖРД, а орбитальной ступени — из
двух ЖРД.
В мае 1971 г. фирмы Мак Доннелл-Дуглас и
Норт Америкен представили NASA проекты двух-
ступенчатого аппарата, разработанные в соответ-
ствии с измененными техническими требованиями.
Аппарат, разработанный фирмой Норт Амери-
кен, имеет стартовый вес 2291 тс, в том числе вес
носителя 1901 тс и орбитальной ступени 390 тс.
26
Таблица i
Сравнительные технические характеристики воадушно-носмичесного челночного аппарата
по проектам фирм Норт Америкен и Мак Доннелл-Дуглас
Проект фирмы	Норт Америкен			Мак Доннелл-Дуглас			
Боковая дальность		Малая	Большая		Малая		Большая
Ступень аппарата	Носитель	Орбиталь- ная ступень	Орбиталь- ная ступень	Носитель	Орбитальная ступень	Носитель	Орбиталь- ная ступень
Тип крыла	Прямое	Прямое	Треуголь- ное	Треуголь- ное	Прямое (выдвижное)	Треуголь- ное	Треуголь- ное
Стартовый вес (тс]	1243	345	345	1294	297	1295	295
Вес пустого рлс]	—	—	—	191	77	194	88
Вес топлива (тс]	1041	249	249	1103	202	1102	191
Посадочный вес (тс)	210	97	98	196	100	197	108
Вес нагрузки (тс]	Орбиталь- ная ступень	20,4	9.1	Орбиталь- ная ступень	18,7	Орбиталь- ная ступень	16.5
Длина (лс|	78,5	—	—	64,5	52.0	52,00	—
Ширина [.к]	43,5	—	—	46.0	34,6	44,20	31.00
Высота [ж]	19.5	—	—	14.5	20,5	16,60	9,40
Основная силовая уста-	12 ЖРД	2 ЖРД	2 ЖРД	12 ЖРД	2 ЖРД	14 ЖРД	2 ЖРД
новка							
Вспомогательная сило-	4 ВРД	—	—	8 ВРД	4 ВРД	6 ВРД	3 ВРД
вая установка							
Число двигателей в си-	22	22	22	—		—	—
стеме ориентации Аэродинамическое ка- чество:							
гиперзвуковое	0.5	0,56	0,7-2,2	0.7	0.52	1.0	2.3
дозвуковое	6,7	8.2	6,9	8.5	6.3	7,8	7.0
Угол атаки при входе	50	60	От 55 до 10	Большой	60	Большой	От 40 до 15
в атмосферу [гряд]							
Посадочная скорость [клг/чюе]	287	278	222	310	ззо	241	335
Носитель длиной 82 м имеет низкорасположенное
крыло с размахом 43,7 м (фиг. 9). Основная сило-
вая установка состоит из 12 ЖРД с тягой по 250 тс,
работающих на жидком водороде и жидком кисло-
роде. Орбитальная ступень длиной 62,5 м с тре-
угольным крылом размахом 32,6 м. Основная сило-
вая установка
состоит из двух ЖРД С тягой по
Фиг. в. Сравнительные размеры ЖРД носителя
и орбитальной ступени воздушно-космического
челночного аппарата и ЖРД F-1 и ЖРД J-2,
используемых на ракете-носителе «Сатурн» 5.
Со сдвинутой юбкой ЖРД воздушно-космического
аппарата на 1,2 л длиннее ЖРД F-1
287 тс (в вакууме). В системе ориентации исполь-
зуются 29 ЖРД с тягой по 950 кге; в системе ма-
неврирования на орбите — три ЖРД с тягой по
4500 кге (в вакууме), а для захода на посадку —
четыре ВРД.

Фиг. 9. Проект
воздушнокосмического челночного аппарата
фирмы Норт Амернкен
27
Фиг. 10. Схема воздушно-космического челночного
аппарата фирмы Мак Доннелл-Дуглас (размеры
в метрах)
Аппарат, разработанный фирмой Мак Доннелл-
Дуглас (фнг. 10), имеет стартовый вес 2106 тс, в
том числе вес носителя 1716 тс и орбитальной сту-
пени 390 тс. Носитель, выполненный по схеме
«утка», имеет длину 85,4 м и высоту 18 м. Основ-
ная силовая установка состоит из 12 ЖРД с тягой
по 250 тс, работающих на жидком водороде и жид-
ком кислороде. В носовой части корпуса имеется
низкорасположенное горизонтальное оперение, в
котором размещены 10 ВРД (по пять с каждой сто-
роны), используемые при заходе на посадку, а так-
же для перелета с места посадки в район старта
(на расстояние до 830 кл). Посадочная скорость
около 316 км/час. Вес носителя без топлива около
261 тс.
Треугольное крыло носителя имеет следующие
характеристики: размах 50,7 м, расчетная площадь
559 л<2, удлинение 3,54, угол поперечного V равен
7°40, угол стреловидности по передней кромке 44°,
угол установки 1°, профиль NACA 0010.7-64.
Орбитальная ступень имеет длину 53,2 м и вы-
соту 19,4 м. Основная силовая установка состоит из
двух ЖРД с тягой по 287 тс (в вакууме); вспомо-
гательная силовая установка состоит из четырех
ВРД, расположенных внутри крыла. Посадочная
скорость ступени 350 км/час. Треугольное крыло
имеет следующие характеристики: расчетная пло-
щадь 515 мг, размах 33,1 м, удлинение 2,09, угол
поперечного V равен 10°, угол стреловидности по
передней кромке 55°, угол установки 2°, профиль
NACA 0012.4-63 и NACA 0007-63.
Стоимость разработки воздушно-космического
челночного аппарата многократного применения,
согласно расчетам фирмы Мак Доннелл-Дуглас,
равна 12,8 млрд. долл. В указанную сумму входит
стоимость изготовления трех носителей и четырех
орбитальных ступеней.
NASA вряд ли будет в состоянии выполнить на-
меченную программу создания аппарата, но не по
техническим причинам, а вследствие невозможно-
сти получить требуемые ассигнования.
NASA и министерство обороны США первона-
чально предполагали создать полностью сохраняе-
мый воздушно-космический челночный аппарат, в
котором носитель и орбитальная ступень предназ-
начались для 100 полетов в космос. Однако парал-
лельная разработка носителя и орбитальной ступе-
ни потребует ежегодно нарастающих ассигнований,
величина которых в 1976 б. г. превысит 2 млрд,
долл., а общая стоимость разработки аппарата бу-
дет 10 млрд. долл. Возможность получения таких
ассигнований, как указывалось в печати США, ис-
ключена. И хотя создание сохраняемого воздуш-
но-космического челночного аппарата все еще
остается целью NASA, принято решение о создании
промежуточного варианта воздушно-космического
челночного аппарата, в котором используются бес-
пилотный носитель, рассчитанный на ограниченное
число (10—20) полетов, и пилотируемая орбиталь-
ная ступень для 100 и более полетов.
Президент США Никсон 5 января 1972 г. сде-
лал заявление, в котором указал, что им принято
решение приступить к разработке космической
транспортной системы. В заявлении указывается,
что осуществление программы — актуальное и не-
обходимое мероприятие для США. Воздушно-кос-
мический челночный аппарат предоставит возмож-
ность регулярно совершать полеты в космос при
значительно меньших затратах и меньшем време-
ни подготовки к полету. Отмечается, что большин-
ство бортовых систем аппарата рассчитано на мно-
гократное применение, что обеспечит почти десяти-
кратное сокращение эксплуатационных расходов по
сравнению с существующими расходами при ис-
пользовании ракет-носителей одноразового приме-
нения. Более благоприятный режим полета воз-
душно-космического челночного аппарата позволит
совершать полеты в космос мужчинам и женщинам
без специальной тренировки, необходимой в на-
стоящее время. Наличие такого аппарата значи-
тельно ускорит разработку новых направлений ис-
пользования космоса, сделает возможным ремонт
и обслуживание спутников на орбите, а также до-
ставку дорогостоящих нагрузок с орбиты на Землю.
В заявлении президента подчеркивается, что
благодаря высокой надежности и возможности
многоцелевого использования аппарат заменит все
существующие ракеты-носители, за исключением
самых легких (ракета-носитель «Скаут» с выво-
димой нагрузкой 130 кге) и самых тяжелых («Са-
турн» 5 с выводимой нагрузкой до 120 тс).
В заявлении говорится, что в настоящее время
США достаточно подготовлены, чтобы приступить
к созданию аппарата. Чтобы уменьшить до миниму-
ма технический и экономический риск разработки,
NASA будет использовать эволюционный подход.
Программой разработки, рассчитанной на шесть лет,
предусматривается изготовление двух аппаратов,
экспериментальные полеты которых должны на-
чаться в 1976 г., пилотируемые полеты с выходом
на геоцентрическую орбиту — в 1978 г. и эксплуата-
ционные полеты — до 1980 г.
Президент приказал ассигновать на программу
разработки аппарата 5,5 млрд. долл. Кроме того,
NASA может получить дополнительные ассигнова-
ния в размере 20% утвержденной суммы в связи
с технической сложностью разрабатываемого
объекта. В эти суммы не входит стоимость
(300 млн. долл.) создания наземного комплекса
для обслуживания и запуска аппаратов. В 1970—
1972 б. гг. на программу разработки аппарата было
выделено 192,5 млн. долл., а в 1973 б. г. — почти
228 млн. долл.
Директор NASA Флетчер сообщил 15 марта
1972 г., что в качестве носителя аппарата выбрана
28
связка РДТТ. Флетчер заявил, что использование
такой концепции позволит снизить стоимость раз-
работки аппарата до 5,15 млрд. долл. Стоимость
каждого запуска аппарата при использовании стар-
товой ступени с РДТТ ориентировочно будет
10,5 млн. долл., что считается приемлемым.
По сообщениям печати, для выполнения косми-
ческих программ NASA и министерства обороны
США потребуется пять аппаратов. Два из них
будут переоборудованы из экспериментальных
аппаратов, а три будут изготовлены дополнитель-
но; стоимость изготовления аппарата, по предва-
рительным расчетам, будет 250—300 млн. долл.
Таким образом, общие затраты на программу соз-
дания воздушно-космических челночных аппаратов
достигают 6,85 млрд. долл.
Согласно заявлению директора NASA, выбран-
ная схема аппарата потребует меньше затрат на
разработку, чем вариант аппарата с ЖРД на стар-
товой ступени, а в ходе разработки аппарата воз-
никнет меньше технических проблем.
NASA 17 марта 1972 г. объявила конкурс на по-
лучение контрактов, предусматривающих разработ-
ку аппарата по утвержденной схеме. Условия кон-
курса на получение контракта на разработку и из-
готовление орбитальной ступени оставляют очень
большую свободу для фирм, регламентируя только
самые основные параметры.
Первоначально предусматривалось, что орби-
тальная ступень должна быть рассчитана на 100
полетов, однако последующий анализ показал, что
усталостные нагрузки на конструкцию ступени
меньше, чем предполагали. В связи с этим фирмы,
претендующие на получение контракта на разра-
ботку орбитальной ступени, в своих предложениях
могут предусматривать использование ступени для
100—500 полетов. Ступень конструируется с таким
расчетом, чтобы она могла совершать посадку как
с использованием, так и без использования ТРД.
Возможность посадки без использования двигате-
лей исследовалась в экспериментах с тяжелыми
самолетами, которые совершали заход на посадку
при большой скорости с выключенными двигателя-
ми. Важную информацию относительно возможно-
стей маневрирования орбитальной ступени на
атмосферном участке снижения предполагают по-
лучить в результате экспериментов с аппаратом
Х-24В с несущим корпусом, к летным испытаниям
которого предполагается приступить в конце 1972г.
Согласно техническому заданию NASA, в кото-
ром учтены требования министерства обороны
США, орбитальная ступень на атмосферном участ-
ке снижения должна иметь боковую дальность не
менее 4^2000 км. Эта величина, по сообщению ми-
нистерства ВВС США, выбрана для того, чтобы
ступень, совершив только один виток по орбите,
могла возвратиться к месту старта. Возвращение
после одного витка может потребоваться в случае
возникновения аварийной ситуации, а также в том
случае, когда полетное задание не требует соверше-
ния более чем одного витка. Первый летный обра-
зец ступени с двумя ЖРД Рокетдайн должен быть
поставлен в 1977 г.
NASA ежегодно тратит в среднем 10 млн. долл,
на изучение материалов и конструкций для воз-
душно-космического челночного аппарата, помимо
ассигнований на НИОКР по программе разработ-
ки аппарата.
В конкурсе фирм, объявленном NASA 17 марта
1972 г. на разработку воздушно-космического чел-
ночного аппарата, приняли участие следующие фир-
мы: Мак Доннелл-Дуглас, Норт Америкен, Грум-
ман, Дженерал Дайнэмикс, Крайслер, Боинг, Лок-
хид, Мартин, Эрджет Солид Пропалшн, Тиокол
Кемикл, Юнайтед Текнолоджи Сентр.
Significant Space Statements.
NASA Activities, 15/11 1972;
Space Shuttle Approved.
Spaceflight, HI. 1972;
The Space Shuttle.
Spaceflight, IV, 1972;
Strickland. Single Shuttle Contractor Planned.
Aviation Week, 20,'III 1972;
Strickland. Space Shuttle RFP Stresses Innovation.
Aviation Week, 27/III 1972;
Aerospace Daily, 15/11 1972;
Interavia № 7510.
Референт H И Белов.
УДК 629.782
ПРОЕКТ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО ЧЕЛНОЧНОГО АППАРАТА
ФИРМЫ НОРТ АМЕРИКЕН
NASA 17 марта 1972 г. объявила конкурс на
получение контрактов, предусматривающих разра-
ботку и изготовление следующих элементов воз-
душно-космического челночного аппарата: орби-
тальной ступени, стартовых РДТТ, внешнего топ-
ливного бака и ВРД для орбитальной ступени. Кон-
тракт на разработку и изготовление ЖРД для ос-
новной силовой установки орбитальной ступени
NASA выдала 13 июля 1971 г. фирме Рокетдайн.
Контракт стоимостью 450 млн. долл, предусматри-
вает поставку 25 ЖРД с тягой по 213 тс.
Согласно условиям конкурса фирма, получив-
шая основной контракт NASA (на разработку н из-
готовление орбитальной ступени), будет головной
по созданию всего аппарата. С головной фирмой
NASA предполагает заключить последовательно
следующие четыре контракта: первый контракт
предусматривает проведение в течение двух лет
опытно-конструкторских работ; второй контракт
предусматривает завершение опытно-конструктор-
ских работ, изготовление и испытание двух летных
образцов аппарата; третий и четвертый контракты,
охватывающие работы, выполняемые в конце
1970-х — начале 1980-х годов, предусматривают
изготовление еще нескольких аппаратов. (Для реа-
лизации космических программ NASA и министер-
29
Фиг. 1 Компоновочная схема воздушно-космического
челночного аппарата фирмы Норт Америкен
ству обороны США потребуется пять воздушно-кос-
мических челночных аппаратов).
Рассмотрев представленные фирмами проекты,
NASA в конце июля 1972 г. признала победителем
конкурса фирму Норт Америкен и выдала ей основ-
ной контракт (стоимостью 2,6 млрд, долл.), преду-
сматривающий разработку и изготовление орби-
тальной ступени,
Воздушно-космический челночный аппарат
(фиг. I), согласно проекту фирмы Норт Америкен,
имеет следующие технические характеристики.
В качестве стартовой ступени используются два
РДТТ диаметром 3,96 ,и и длиной около 45 л<; тяга
каждого двигателя 1587 тс. РДТТ крепятся по бо-
кам внешнего топливного бака орбитальной ступе-
ни. в котором находятся жидкий водород и жидкий
кислород для ЖРД основной силовой установки
орбитальной ступени. При запуске стартовые РДТТ
и ЖРД орбитальной ступени включаются одновре-
менно (фиг. 2). Корпусы РДТТ после выгорания
топлива отделяются на высоте 40 км и снижаются
на парашютах в оксан, а затем подбираются и
после восстановительного ремонта используются
повторно. Устройство совкового типа на верхней
части РДТТ является окном для прекращения со-
здания тяги в случае возникновения аварийной
обстановки.
Орбитальная ступень имеет форму, подобную
самолету с треугольным крылом; длина ступени
Фиг. 2. Старт воздушно-космического
челночного аппарата
38 высота 16,7 м, размах крыла 24 м. Конструк-
ция ступени изготовлена в основном из алюминия.
Фюзеляж и крыло обеспечивают оптимальные
аэродинамические характеристики и характеристи-
ки маневренности. Кабина экипажа рассчитана на
двух летчиков-космонавтов и двух специалистов по
осуществлению операций, связанных с размещени-
ем нагрузки на орбитах. В кабине используется
смесь кислорода с азотом; давление 1 атм. Кабина
разработана как отдельный модуль, изготовление
и испытание которого проводятся параллельно с
изготовлением и испытанием остальной части кор-
пуса ступени. В передней верхней носовой части
кабины экипажа находится стыковочный канал, ис-
пользуемый также для выхода космонавтов в от-
крытый космос. В системах наведения, навигации,
связи, обработки данных, управления полетом и
других используется до 60% апробированных при-
боров.
На различных участках поверхности орбиталь-
ной ступени используются три типа теплозащитно-
го покрытия: эластомер малого удельного веса, на-
носимый приблизительно на одну треть верхней
поверхности ступени, подвергающейся аэродинами-
ческому нагреву до 345° С; керамическая изоляция,
которая наносится на носовую часть, нижнюю по-
верхность, элероны и переднюю часть крыла, под-
вергающиеся аэродинамическому нагреву от 345
до 1370°С; композиционный материал на основе
углерода, упрочненный углеродными волокнами,
который наносится на носок крыла и носовую часть
орбитальной ступени, подвергающиеся аэродина-
мическому нагреву до 1600° С. Орбитальная сту-
пень предназначается для 500 полетов в космос.
Внешний топливный бак диаметром 7,9 л и дли-
ной около 57 .и несет компоненты топлива для
ЖРД основной силовой установки орбитальной
ступени. После выработки компонентов топлива
бак отделяется. Бак монококовой конструкции, из-
готовлен в основном из алюминия, имеет внешнее
изоляционное покрытие из пористого уретана.
В грузовом отсеке диаметром 4,6 м и длиной
18,3 м размещается нагрузка весом 29,5 тс. На-
грузка, доставленная на геоцентрическую орбиту в
грузовом отсеке орбитальной ступени, буксируется
в расчетную точку с помощью межорбитального
транспортного аппарата. Находящиеся в кабине
экипажа два специалиста следят за извлечением на-
грузки с помощью телевизионных камер и, если
необходимо, используют манипулятор.
Основная силовая установка орбитальной ступе-
ни состоит из трех ЖРД с высоким давлением в
камерах сгорания, работающих на жидком водо-
роде и жидком кислороде; тяга ЖРД в вакууме
213 тс. Основная и вспомогательная силовые уста-
новки расположены в хвостовой части ступени.
Вспомогательная силовая установка состоит из
двух ЖРД с тягой по 2270 кге и используется для
маневрирования на орбите. Система ориентации
состоит из четырех блоков ЖРД: в носовой части
расположены два блока по восьми ЖРД в каждом,
а в хвостовой части — два блока по 12 ЖРД в
каждом.
Два ВРД размещены в хвостовой части орби-
тальной ступени и предназначаются для полета в
атмосфере. Для полета с места посадки в район
старта используются четыре ВРД.
30
На орбитальной ступени установлены два
РДТТ с тягой по 175 тс, предназначенные для ис-
пользования в случае возникновения аварийной
обстановки на начальном участке полета. РДТТ
устанавливаются над крылом с каждой стороны
фюзеляжа.
Фирма Норт Америкен согласно контракту из-
готовит пять орбитальных ступеней с соответствую-
щими запасными частями и оборудованием. К лет-
ным испытаниям предполагается приступить в
1976 г.; первый пилотируемый полет на орбиту на-
мечен на 1978 г. и ввод воздушно-космического чел-
ночного аппарата в эксплуатацию — до 1980 г.
Президент фирмы Норт Америкен заявил
26 июля 1972 г., что более 50% работы по созданию
воздушно-космического челночного аппарата будет
распределено между 10 000 фирм, а общее число
занятых в работах по созданию аппарата достиг-
нет 160 000 человек.
Предполагается, что в ближайшие 9—12 меся-
цев NASA выдаст контракты на разработку и изго-
товление внешних топливных баков, содержащих
жидкий водород и жидкий кислород для ЖРД ос-
новной силовой установки орбитальной ступени, и
на стартовые РДТТ. Контракты будут выданы пос-
ле того, как фирма Норт Америкен проведет
проектные разработки, в результате которых пред-
ставится возможным установить точные параметры
этих элементов воздушно-космического челночного
аппарата.
Стоимость разработки внешнего топливного ба-
ка определяется в 300 млн. долл. Кроме того,
дополнительно потребуются 500 800 млн. долл,
на приобретение 440 внешних топливных баков, не-
обходимых на 12-летний период эксплуатации
аппарата. Стоимость контракта на разработку
РДТТ достигает 350 млн. долл. Предусматривается
изготовление 40 пар РДТТ диаметром 3,96 м.
NASA и ВВС США предполагают широко ис-
пользовать воздушно-космический челночный аппа-
рат в 1980-х годах, осуществляя ежегодно до 60
запусков.
Фирма Авко, создавшая абляционную систему
теплозащиты для командного отсека аппарата
«Аполлон», разрабатывает для воздушно-космичес-
кого челночного аппарата теплозащитные покры-
тия, дешевые в производстве и легко поддающиеся
восстановительному ремонту. Фирмой рассмат-
ривается возможность применения абляцион-
ных материалов как на носках конструкции
аппарата, так и на тех участках поверхности
аппарата, которые не подвергаются сильному
аэродинамическому нагреву. Эти материалы, по
мнению фирмы, обладают высокой надежностью и
не требуют длительной разработки. Дополнитель-
ное преимущество было бы получено, если бы пред-
ставилось возможным использовать абляционные
материалы на участках поверхности аппарата, не
подвергающихся сильному аэродинамическому на-
греву, многократно.
Для теплозащиты участков, не подвергающихся
сильному аэродинамическому нагреву, фирма Авко
рекомендует использовать разработанный ею элас-
томер 480-1 малого удельного веса (0,224 г) см3}.
Как показали электродуговые испытания, этот ма-
териал обладает высокой тепловой эффективностью
и прочным устойчивым обугливанием. Испытания
также показали потенциальную возможность мно-
гократного применения этого материала на участ-
ках поверхности аппарата, подвергающейся воз-
действию температуры до 380° С. Эластомер может
быть изготовлен в виде плоских и изогнутых пане-
лей. Он не требует сотового заполнителя, что обес-
печит дальнейшее снижение стоимости этого мате-
риала.
Поверхность носков воздушно-космического
челночного аппарата фирма Авко рекомендует по-
крывать теплозащитным материалом Авконт
5026-39 (удельный вес которого 0,560 г/с.и3), апро-
бированным в полетах аппарата «Аполлон».
Около 95% поверхности орбитальной ступени
может быть защищено изоляцией, состоящей из
двуокиси кремния или алюмосиликата, выдержи-
вающих температуру свыше 1095° С без ухудшения
свойств. Чтобы эти материалы оказались совмести-
мыми с требованиями об использовании в кон-
струкции воздушно-космического челночного аппа-
рата материалов малого удельного веса, материа-
лы из двуокиси кремния и алюмосиликата изготов-
ляются пористыми, что обеспечивает им малый
удельный вес и теплопроводность. Внешняя изоля-
ция имеет характеристики, которые должны быть
соответственно отрегулированы с помощью наноси-
мого на поверхность уплотнителя и излучающего
покрытия.
Основной материал, уплотнитель и покрытие
должны быть стойки к высокой температуре, чтобы
обеспечить возможность многократного примене-
ния. Кроме того, каждый из указанных трех ком-
понентов должен быть совместим с двумя другими
компонентами с точки зрения термоструктуры во
всем диапазоне окружающих условий, относящихся
к воздушно-космическому челночному аппарату.
В проводившихся в последнее время в этой об-
ласти исследованиях фирма Авко уделила основное
внимание новому материалу, имеющему обозначе-
ние 3DSX (экспериментальная трехмерная дву-
окись кремния). Этот материал отличается от дру-
гих современных материалов тем, что он усилен
нитями и, следовательно, обладает более высокими
прочностными характеристиками. Из этого мате-
риала были изготовлены панели размером 30 X
ХЗО см и, как полагают, никаких проблем пе воз-
никнет при изготовлении панелей с размерами от
60 до 90 см.
Исходя из того, что в условиях максимального
аэродинамического нагрева абляционные материа-
лы уносятся и подлежат замене, фирма Норт Аме-
рикен изыскивает альтернативные решения, в ре-
зультате которых, как она считает, удастся умень-
шить вес, облегчить проведение восстановительного
ремонта и обеспечить температуру не свыше 175° С
на внешней стороне изготовленного нз алюминие-
вого сплава воздушно-космического челночного
аппарата.
В связи с этим фирма предлагает следующее
распределение теплозащитных материалов по на-
ружной поверхности орбитальной ступени: а) эла-
стомер малого удельного веса наносится прибли-
зительно на 29% поверхности, подвергающейся
аэродинамическому нагреву до 340° С; б) новый
тип керамической изоляции наносится на 68% по-
верхности, испытывающей температуру до 1370° С;
в) другой новый материал (композиционный мате-
31
риал на основе углерода, упрочненный углеродны-
ми волокнами) наносится на носок крыла и носо-
вую часть фюзеляжа, чтобы противостоять темпе-
ратуре около 1650° С.
Использование эластомера для участков поверх-
ности, подвергающейся малому аэродинамическому
нагреву, позволит уменьшить вес на 1590 кге по
сравнению с теплозащитным покрытием из керами-
ки для той же площади: снизить стоимость произ-
водства почти в 10 раз; изготовлять панели до-
вольно значительных размеров (915X915 леи).
Керамическая изоляция, разрабатываемая в
последние годы, состоит из четырех слоев:
а) клей на основе кремнийорганического эла-
стомера; 6) прокладка (толщиной 7,6—38,1 льн) из
химически вспененного метилфенолкремнийоргани-
ческого эластомера. Эта прокладка заполняет не-
ровности на поверхности, предохраняет основную
изоляцию от деформаций конструкции и является
вспомогательной изоляцией; в) панели основной
изоляции толщиной 12,7—51 мм, выполненные из
волокон муллита, жесткость которым придается с
помощью связующего алюмоборосиликатного ту-
гоплавкого стекла; г) водонепроницаемое керами-
ческое покрытие на верхних и боковых поверхно-
стях панелей из муллита, предохраняющее от
атмосферных осадков и повреждения при наземном
обслуживании.
Муллит выбран фирмой Норт Америкен для
экспериментальных исследований основной изоля-
ции. Одновременно проводится разработка пане-
лей из волокон двуокиси кремния, и если они по
своим характеристикам превзойдут панели из мул-
лита, то будут использованы в системе теплозащи-
ты. Исследуются квадратные панели размером от
200 до 500 мм. При повреждении панели от аэро-
динамического нагрева ее можно быстро заме-
нить. Трещины и небольшие отверстия заливаются
кремнийорганическим эластомером.
Небольшие зазоры (3—6 .«.и) между панелями
для термического расширения во время входа аппа-
рата в атмосферу будут частично заполнены квар-
цевой шпаклевкой малого удельного веса, чтобы
защитить находящуюся под ними конструкцию.
Композиционный материал на основе углерода,
упрочненный углеродными волокнами (RCC), пред-
ставляет собой композиционный материал, упроч-
ненный углеродными волокнами со связующим из
углерода. Этот «пиролизованный пластик» полу-
чается в результате обработки при высокой темпе-
ратуре слоистого материала со связующим из
смолы.
Материал RCC, по заявлению фирмы Норт Аме-
рикен, выбран вследствие того, что он может быть
многократно применен, дешевле в производстве и
имеет меньший вес. Одновременно фирма отмеча-
ет, что применявшиеся на аппарате «Аполлон»
абляционные материалы можно было бы использо-
вать на небольших участках поверхности, подвер-
гающейся воздействию очень высоких температур.
Если при разработке керамической изоляции
возникнут трудности, то для участков поверхности,
подвергающейся небольшому аэродинамическому
нагреву, можно использовать абляционные мате-
риалы.
Новый материал будет дешевле, легче и проще
в эксплуатации. Однако большим преимуществом
абляционного материала, применяемого на аппа-
рате «Аполлон», является то, что он апробирован
и имеется в наличии и в связи с этим разработка
воздушно-космического аппарата не будет задер-
жана из-за разработки теплозащитного покрытия.
Strickland. Space Shuttle RFP Stresses Innovation.
Aviation Week. 27/III 1972;
North American Rockwell Alters Shuttle.
Aviation Week, 19/VI 1972;
Gatland. Materials for the Shuttle.
Flight № 3308;
Interavia № 7534, 7561, 7565.
Референт H. И. Белов.
И. о. отв. редактора Е. И. Сухоцкий
Техн, редактор А. М. Макарова
Подписано к печати 2/Х 1972 г.
Объем 4 печ. л., 49 600 зн. в печ. л.
Типография НАГИ. Заказ № 142
Корректор И. И. Паскалов
Уч.-изд. л. 4.9, Цена 55 коп.