Text
                    ВОЕННЫЙ ПДРДД ИСТОРИИ


АЛ. Шумилин АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США История, современность, перспективы МОСКВА «ВЕЧЕ» 2005
ББК 39.62; 39.65 Ш96 Шумилин А.А. Ш 96 Авиационно-космические системы США. История, со- современность, перспективы / А.А. Шумилин. — М. : Вече, 2005. — 528 с. : ил. — (Военный парад истории). ISBN 5-9533-0820-5 В книге дается описание основных программ, выполняемых в США с целью создания новых средств выведения на орбиту космиче- космических аппаратов. Помимо традиционных ракет-носителей особое вни- внимание уделяется авиационно-космическим системам многоразового ис- использования и перспективным гиперзвуковым летательным аппара- аппаратам. Кроме того, в издании представлен ретроспективный обзор полувековой эволюции проектов воздушно-космических самолетов и эксплуатирующихся в настоящее время семейств одноразовых ракет- носителей. Отдельный раздел посвящен истории и современному со- состоянию американских космодромов. * Книга рассчитана на читателей, интересующихся авиацион- авиационно-космической тематикой, студентов вузов и специалистов аэрокос- аэрокосмической отрасли. ББК 39.62; 39.65 ISBN 5-9533-0820-5 © Шумилин А.А., 2005 © ООО «Издательский дом «Вече», 2005
Нине Александровне Шумилиной ПРЕДИСЛОВИЕ Сначала романтики от космоса мечтали только о его дос- достижении (нетерпеливые грезили полетами к другим планетам). Затем появились идеи об использовании космического про- пространства для решения практических и научных задач: связи, навигации, наблюдения... Но любой такой проект начинался, конечно, с выведения спутника на околоземную орбиту. Транспортным космическим системам, обеспечивающим доставку грузов в космос, и посвящена эта книга. Тема рас- раскрывается на проектах, которые были реализованы или вы- выполняются в настоящее время в США — одной из ведущих космических держав. Исторически сложилось так, что эволюция проектов средств выведения космических аппаратов шла по двум на- направлениям. Одно из них предусматривало использование ра- ракетных систем, а второе — развитие высокоскоростной авиа- авиации и разработку воздушно-космических самолетов. Значи- Значительный опыт по эксплуатации боевых баллистических ракет, накопленный к концу 1950-х годов, вкупе с высокой слож- сложностью создания крылатых аэрокосмических систем предоп- предопределили выбор типа средств запуска первых искусственных спутников Земли. Лишь в 1981 г. начались полеты комбини- комбинированной транспортной системы «Спейс Шаттл», основным элементом которой стала многоразовая орбитальная ступень самолетной схемы. В этой книге дается характеристика основных программ, которые выполняются военными, гражданскими и коммерче- коммерческими организациями США с целью разработки как ракетных, так и аэрокосмических систем (во избежание излишней дета- детализации в определениях все средства выведения грузов в кос- космос ниже зачастую называются общим термином: транспорт-
6 ЗШШт> А. ШУМИЛИН ные космические системы). Помимо традиционных одноразо- одноразовых ракет-носителей и упомянутой многоразовой системы «Спейс Шаттл» в работе описываются перспективные гипер- гиперзвуковые летательные аппараты, которые могут использоваться в качестве самолетов-разгонщиков различных верхних ступе- ступеней, а также межорбитальные буксиры и средства для меж- межпланетных перелетов. Также рассматриваются многочисленные проекты по со- созданию необходимых технологий и элементной базы для транс- транспортных систем будущего. Особое внимание при этом уделя- уделяется разработке новых двигательных установок: жидкостных, твердотопливных, комбинированных, лазерных и т.п. Посколь- Поскольку освоенные технологии по обыкновению применяются сна- сначала в боевой технике, то в соответствующих разделах чита- читатель найдет описания некоторых проектов гиперзвуковых кры- крылатых ракет и некоторых других аппаратов. Учитывая определенную степень преемственности интен- интенсивно проводимых в США разработок, в книге дан ретроспек- ретроспективный обзор наиболее крупных программ, связанных с со- созданием воздушно-космических самолетов, а также приведе- приведена эволюция основных семейств ракет-носителей, берущих свое начало от баллистических ракет 1950-х годов. В отдельный раздел выделено описание американских кос- космодромов, играющих важную роль при испытаниях и эксп- эксплуатации авиационной и ракетной техники различного на- назначения. Книга написана в основном по публикациям зарубежных аэрокосмических журналов. Это привносит в издание извест- известные особенности, присущие журналистике. С одной стороны, описательный стиль изложения позволяет надеяться на дос- достаточно широкий круг читателей. Но в то же время использо- использованные периодические издания не являются официальными документами, их статьи за исключением обзоров исторического характера отражают лишь текущее состояние какого-либо про- проекта и не всегда сведения о его последующих изменениях мож- можно найти в печати. Признавая некоторую вторичность своей работы, автор выражает свою признательность журналистам, фотокорреспон- фотокорреспондентам, авторам книг и справочников, чьи материалы исполь- использовались им в качестве первоисточников.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «¦¦& 7 Памятуя об афоризме, что легче любить все человечество, чем ближних, автор считает своим долгом также высказать слова благодарности: — сотрудникам издательства «Вече», взявшим на себя труд и риск издания этой нелегкой книги, — сотрудникам московского представительства корпорации «Boeing», предоставившим превосходный иллюстративный материал, и — немногочисленным частным лицам и друзьям, постоян- постоянно оказывающим автору помощь и советами, и делами.
ВВЕДЕНИЕ Катастрофа 1 февраля-2003 г., в результате которой была утрачена орбитальная ступень «Колумбия» системы «.Спейс Шаттл» и погибли семь астронавтов, потребовала внесения зна- значительных корректив во всю национальную космическую про- программу США. Приостановление, а в последующем снижение интенсивности эксплуатации этой многоразовой транспортной системы из-за сокращения числа ее орбитальных ступеней су- существенно затруднило реализацию многих проектов с участи- участием человека, так как иных средств выведения людей в космос у США не было и в ближайшей перспективе не появится. Поэтому проектирование новой пилотируемой транспорт- транспортной системы стало одной из приоритетных задач американ- американской космической программы. Для ее создания потребуется лет десять. Если же объявленная в начале 2004 г. президентская инициатива о повторной высадке астронавтов на Луну к 2020 г. начнет воплощаться в жизнь, то разработка необходимой ра- ракетно-космической системы займет гораздо больше времени. Таким образом, основной груз транспортного обеспечения космических проектов ближайших лет ложится на ракеты-но- ракеты-носители «Атлас-5» и «Дельта-4», первые старты которых состо- состоялись в 2002 г. Трагедия «Колумбии», полностью затмив эти события, особо подчеркнула их важность и своевременность. Разработка семейств ракет «Атлас-5» и «Дельта-4», моде- модели которых рассчитаны на запуски космических аппаратов среднего и тяжелого классов, велась в рамках программы EELV, инициатором и заказчиком которой стало правитель- правительство США. Данное обстоятельство сразу же придало ей обще- общенациональное значение, ибо последний такого уровня феде- федеральный проект — создание ракеты «Титан-4» — был предпри- предпринят в 1984 г.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЬ 9 Программа EELV была одним из элементов долгосрочно- долгосрочного плана обновления всего парка транспортных космических систем, принятым к реализации в 1994 г. Среди прочего этим планом предусматривалось и начало проектно-конструктор- ских работ по новому многоразовому средству выведения, ко- которым после 2005 г. предполагалось заменить систему «Спейс Шаттл». Таким образом, несмотря на то, что не все из задуманного тогда удалось воплотить в жизнь, середина 1990-х годов стала своеобразной вехой в развитии аэрокосмических систем США, и это определило временное начало данного повествования. Ситуация, сложившаяся в аэрокосмической отрасли США в начале 1990-х годов, оценивалась представителями государ- государственной власти и промышленности как достаточно сложная. Имевшаяся в наличии правительственных ведомств номенк- номенклатура средств выведения космических аппаратов (КА) не от- отвечала, в первую очередь по экономическим показателям, тре- требованиям федеральной программы создания перспективной космической инфраструктуры. Так, например, затраты на транспортное обеспечение только военных проектов в период 2001—2020 гг. при использовании ракет «Атлас-2», «Дельта-2» и «Титан-4», созданных в основном на базе технологий 1960-х годов, достигли бы 20 млрд долл., что превышало ожидаемые бюджетные ассигнования на подобные задачи. Многоразовая транспортная космическая система (МТКС) «Спейс Шаттл», в основном удовлетворяющая потребностям в зацусках гражданских объектов, могла бы при выполнении поэтапной модернизации отдельных блоков эксплуатировать- эксплуатироваться вплоть до 2030 г. Однако на выполнение подобных работ до 2005 г. потребовалось бы израсходовать около 6 млрд долл., но и после этого удельные затраты на выведение грузов в кос- космос остались бы чрезвычайно высокими. В связи с этим возникла необходимость качественного об- обновления всего парка транспортных космических систем (ТКС). Однако различные, часто противоречивые требования к перс- перспективным средствам выведения со стороны Министерства обо- обороны и Национального управления по аэронавтике и исследо- исследованию космического пространства («National Aeronautics and Space Administration», далее NASA) — основных федеральных ведомств, занимающихся космическими разработками, не по- позволяли выработать концепцию одной универсальной ТКС.
10 ДИЬ» А. ШУМИЛИН Каждая из названных организаций провела самостоятельные исследования по определению оптимальной номенклатуры средств выведения КА, которая позволила бы максимально сократить затраты на транспортное обеспечение перспектив- перспективных программ. Полученные результаты были переданы руко- руководству страны. На основе представленных материалов в августе 1994 г. Президентом У. Клинтоном была подписана директива «По- «Политика в области ТКС» (Space Transportation Policy), опреде- определившая пути развития средств выведения на ближайшее де- десятилетие. В соответствии с этим документом Министерству обороны предписывалось приступить к широкомасштабной модернизации одноразовых ракет-носителей (РН), a NASA дол- должно было начать опытно-конструкторские разработки по МТКС второго (после системы «Спейс Шаттл») поколения.
ЧАСТЬ 1 РАЗРАБОТКИ МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ Директивой «Политика в области ТКС» вновь был подтвер- подтвержден статус Министерства обороны как головного ведомства, отвечающего за развертывание космических систем стратеги- стратегического назначения, решающих задачи национальной безопас- безопасности. Все вопросы транспортного обеспечения подобных про- программ должны полностью находиться в ведении Министерства обороны. Вместе с тем указывалось, что работы по усовершен- усовершенствованию ракет-носителей необходимо выполнять в тесном сотрудничестве с разведывательными организациями, NASA, Министерствами транспорта и торговли. ГЛАВА 1 ПРОГРАММА EELV Одобренная правительством программа .модернизации средств выведения КА военного назначения получила название «Evolved Expendable Launch Vehicle» (EELV). Головным заказ- заказчиком проекта, на который выделялось около 2 млрд долл., стал Центр космических и ракетных систем SMSC («Space and Missile Systems Center»), входящий в структуру ВВС. Концепция программы EELV была выработана в ходе ис- исследования «Изучение вариантов модернизации ТКС» («Space Launch Modernization Study» — SLMS), выполненного специа- специалистами ВВС в начале 1994 г. В качестве основных требова- требований к перспективным средствам выведения военных грузов
12 JMfc» А, ШУМИЛИН определялись низкая стоимость старта, возможность запуска крупногабаритных КА стратегического назначения и, в перс- перспективе, пилотируемых аппаратов, а также высокая конку- конкурентоспособность на международном рынке пусковых косми- космических услуг. В ходе исследования SLMS рассматривались четыре вари- варианта программы обновления парка средств выведения: — эксплуатация существующих РН с проведением их уме- умеренной модернизации на уровне отдельных систем; — значительное улучшение технико-эксплуатационных характеристик современных ракет путем качественной модер- модернизации составляющих их блоков и ступеней (стоимость реа- реализации этого проекта оценивалась в 1—2,5 млрд долл.); — создание на базе современных технологий совершенно новой одноразовой РН (затраты на этот вариант составили бы 5—8 млрд долл.); — разработка полностью многоразовой ТКС второго поко- поколения стоимостью 6—20 млрд долл. В июне 1994 г. руководство ВВС приняло для* дальней- дальнейшей проработки вторую из перечисленных схем реализации программы. В рамках этого варианта предлагалось продол- продолжать эксплуатацию существующих ракет-носителей и парал- параллельно вести разработку новых ТКС, используя при этом уже имеющиеся, наиболее эффективные и отработанные ра- ракетные блоки. ЗАДАЧИ ПРОГРАММЫ Основной задачей программы EELV было определено со- создание путем последовательной модернизации имеющихся ра- ракет-носителей двух семейств новых транспортных систем, ко- которые при существенно меньших затратах на запуски (при- (примерно на 25—50%) обеспечивали бы выведение на низкую околоземную орбиту грузов в широком диапазоне масс от 4 т до 20,4 т. Согласно техническому заданию каждое из разрабатывае- разрабатываемых семейств должно включать в себя две основные модели: ракету среднего класса, обеспечивающую доставку на переход- переходную орбиту спутников массой до 4,5 т, и тяжелую ракету гру- грузоподъемностью 13—15 т. Выведение КА промежуточного клас-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ШЁ* 13 са должно осуществляться модификациями первой ракеты, отличающимися различным количеством стартовых ускорите- ускорителей и мощностью верхних ступеней. (Первоначально в рамках программы также предполагалось подготовить легкие модели грузоподъемностью до 2,2 т, однако в 1998 г. в целях эконо- экономии средств работы по ним были приостановлены.) Среди основных технико-эксплуатационных требований, предъявляемых к новым РН, назывались низкая стоимость запуска, техническое совершенство и незначительный период предполетной подготовки (до 30 суток). В середине 1990-х го- годов стоимость выведения спутников среднего класса ракетами «Дельта-2» и «Атлас-2» составляла 50—125 млн долл., а тя- тяжелых аппаратов ракетами «Титан-4» — 250—350 млн долл. В соответствии с определенными требованиями стоимость за- запуска новых ракет среднего класса должна находиться в пре- пределах 40—75 млн долл., а тяжелых РН (при 15%-ном увели- увеличении грузоподъемности по сравнению с ракетой «Титан-4») — 80—140 млн долл. В случае если в будущем будет принято ре- решение об использовании ракет EELV для выведения пилоти- пилотируемых аппаратов или многоразовых орбитальных кораблей типа используемых в составе МТКС «Спейс Шаттл», то затра- затраты на обеспечение их запусков при решении первой задачи должны составить 90—190 млн долл., а второй — 130—230 млн долл. (в ценах 1995 г.). В ходе выполнения программы EELV также было реше- решено оценить эффективность новых методов закупки военной техники. В целях сокращения затрат и времени на реализа- реализацию проекта ВВС не стали связывать подрядчиков требова- требованием соблюдения всех норм, определенных стандартами, что позволило существенно уменьшить объемы отчетных мате- материалов. (Так, например, свыше ста стандартов регламенти- регламентируют процесс сборки ракет «Титан-4», при этом отдельным предприятиям в течение года приходится принимать до 12 тысяч представителей заказчиков и государственных кон- контролирующих органов.) В результате за счет смягчения тре- требований по контролю штат отдела программы EELV по срав- сравнению с подразделениями, руководящими аналогичными по сложности проектами, был сокращен в 4—8 раз и составил всего 50 человек. В соответствии с новыми принципами организации поста- поставок военной техники инспекторские проверки хода выполне-
14 ЯШ» Д. ШУМИЛИН ния программы EELV осуществлялись не комиссиями Совета по военным закупкам —• DAB (Defense Acquisition Board), про- продолжительность работы которых может достигать шести ме- месяцев, а непосредственно кураторами проекта от Министер- Министерства обороны в течение 7 недель. Представители Совета DAB привлекались к работам лишь эпизодически при возникнове- возникновении сложных проблем и для утверждения законченных эта- этапов программы. Согласно заявлениям представителей ВВС компаниям было предоставлено широкое поле для самостоятельных ре- решений, взаимодействие с ними строилось на принципах «до- «доверия и партнерства». При этом следует отметить, что риск, связанный со смягчением контроля со стороны правитель- правительственных структур, был невелик, поскольку все участвую- участвующие в проекте фирмы имели значительный опыт работы по военным заказам. Предоставив подрядчикам по программе EELV достаточ- достаточную свободу в разработке новых транспортных систем, ВВС рас- рассчитывали, что промышленные компании смогут обеспечить не только требуемую надежность, но и высокую конкуренто- конкурентоспособность своих ракет на международном рынке. Утрата американскими фирмами лидирующих позиций в этой области бизнеса была очевидна. Если в 1980 г. США обес- обеспечивали выведение в космос всех коммерческих КА, то к се- середине 1990-х годов их доля в проведении подобных запусков снизилась до 30%. Кроме того, наблюдавшиеся тогда сокращение грузопото- грузопотока в космос по федеральным программам, с одной стороны, и активизация работ по коммерческому освоению космического пространства — с другой, быстро меняли соотношение произ- производимых в США запусков ракет. В 1994 г. впервые количество коммерческих запусков сравнялось со стартами ракет по пра- правительственным заказам. Сделанные в то время прогнозы об увеличении в ближайшие годы числа коммерческих полетов полностью подтвердились — к концу 1990-х годов примерное соотношение запусков американских ТКС по федеральным и коммерческим программам стало 30% и 70%. Однако в по- последующем в результате неблагоприятной конъюнктуры, сло- сложившейся на финансовых рынках, и спада деловой активнос- активности частных компаний в реализации космических проектов на- наметилась прямо противоположная тенденция.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИД» 15 Представители законодательной власти, озабоченные сло- сложившейся ситуацией, обязали военное ведомство оказывать всемерное содействие компаниям, эксплуатирующим ТКС. В ре- результате программа EELV стала типичным проектом двойного назначения, то есть созданная по правительственному заказу техника будет применяться ее разработчиком и в коммерче- коммерческих целях. В свою очередь участвующие в программе компа- компании приняли на себя обязательства оплатить определенную часть работ из собственных средств. Другой особенностью программы EELV явилось то, что впервые в создаваемых для нужд Министерства обороны транс- транспортных системах было разрешено использовать. отдельные блоки и узлы иностранного производства. Но при этом огова- оговаривались следующие условия: — фирмы, планирующие комплектовать свои ракеты за- зарубежными компонентами, должны предусмотреть возможно- возможности организации их производства на собственных предприя- предприятиях. В основном это условие относилось к оборудованию, им- импортируемому из России; — доля комплектующих транспортную систему узлов ино- иностранного производства не должна превышать 50%. ЭТАПЫ ВЫПОЛНЕНИЯ ПРОГРАММЫ Работы по программе EELV были разбиты на три этапа. В ходе первого из них, длившегося с сентября 1995 г. по но- ноябрь 1996 г., определялся проектный облик будущих средств выведения и составлялся перечень уже созданных на базе со- современных технологий систем и блоков, с помощью которых предлагалось проводить модернизацию существующих ракет- носителей. Кроме того, готовились мероприятия по максималь- максимальному снижению технического риска при реализации проекта. В работах первого этапа программы EELV на конкурсной основе принимали участие четыре промышленных компании. С каждой из них были заключены контракты стоимостью по 30 млн долл. Компания «Alliant Techsystems» проектировала семейство РН на базе твердотопливного ускорителя SRMU, созданного ею для ракеты «Титан-4В». Модель легкого класса с попереч- поперечным делением ступеней комплектовалась двумя РДТТ и верх-
16 ДИЬ» А. ШУМИЛИН ней ступенью с ЖРД. Для обеспечения запуска аппаратов сред- среднего класса ракета оснащалась двумя полномасштабными ус- ускорителями SRMU. В составе тяжелой РН предполагалось ис- использовать жидкостный центральный блок. Ракета-носитель корпорации «Boeing» представляла собой криогенный центральный блок, который при необходимости может комплектоваться твердотопливными ускорителями. В целях снижения стоимости выведения грузов первая ступень этой РН оснащалась многоразовой силовой установкой. После прекращения работы ступени двигательный отсек с двумя кис- кислородно-водородными ЖРД SSME, применяемыми на МТКС «Спейс Шаттл», должен отделиться от ракеты и с по- помощью парашютной системы приводниться в океане. Компании «Lockheed Martin» и «McDonnell Douglas» про- проектировали схожие по своей компоновке транспортные систе- системы — первая ступень для всех моделей семейства и стартовые ускорители для ракеты тяжелого класса создавались на базе одного жидкостного блока. Если первая из этих компаний в качестве базовой модели семейства использовала ракету «Ат- лас-3», то проект второй предусматривал создание нового кри- криогенного блока, который мог бы комплектоваться верхними ступенями ракет «Дельта-2» и «Дельта-3». В декабре 1996 г. на основе представленных фирмами ма- материалов ВВС выбрали двух подрядчиков на выполнение вто- второго этапа работ по программе EELV. Ими стали компании «Lockheed Martin» и «McDonnell Douglas» (последняя фирма после покупки в 1997 г. корпорацией «Boeing» получила но- новое название — «Boeing Expendable Launch Systems»); с каж- каждой из них были заключены контракты по 60 млн долл. Комментируя результаты конкурса по программе EELV, специалисты отметили следующий факт. Выбрав для решения задач транспортного обеспечения перспективных проектов жидкостные ракеты-носители, ВВС, как государственное ве- ведомство, отказались от использования в ближайшие годы мощ- мощных твердотопливных двигателей, технология производства которых совершенствовалась, в первую очередь в рамках пра- правительственных программ, в течение нескольких десятилетий. В ходе второго этапа программы EELV, завершившегося в середине 1998 г., выбранные компании работали над тех- техническими проектами своих ракет. Согласно ранее утверж- утвержденным планам после анализа этих проектов ВВС должны
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <шЯС- 17 были определить одного головного разработчика ракет семей- семейства EELV и заключить с ним основной контракт стоимос- стоимостью около 1,5 млрд долл., который предусматривал начало производственного цикла, изготовление опытных образцов ракет среднего и тяжелого классов и проведение в 2001— 2003 гг. их демонстрационных запусков. Однако осенью 1997 г. из-за опасений монополизации рынка запусков по пра- правительственным программам было решено отказаться от идеи разработки одного семейства. Руководством ВВС было при- признано целесообразным создание ракет двух типов; причем ни бюджет, ни сроки реализации программы существенно не изменились. В октябре 1998 г. ВВС официально определили компании «Boeing» и «Lockheed Martin» головными разработчиками ра- ракет-носителей EELV. С каждой из них были заключены кон- контракты стоимостью по 500 млн долл. на завершение проектно- конструкторских работ по новым транспортным системам, а также отдельные соглашения по выведению с их помощью во- военных спутников в период 2002—2006 ф. гг. Согласно достиг- достигнутым тогда договоренностям компания «Boeing» должна была подготовить к запускам 19 своих ракет общей стоимостью 1,38 млрд долл., а у компании «Lockheed Martin» закупалось 9 ракет стоимостью 650 млн долл. Позднее заказ на выведе- выведение двух аппаратов, зарезервированных для последних ракет, ВВС передали корпорации «Boeing», в результате чего стои- стоимость ее контракта возросла до 1,5 млрд долл. РАЗРАБАТЫВАЕМЫЕ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ В рамках программы EELV компанией «Boeing» были со- созданы ракеты-носители семейства «Дельта-4», проект компа- компании «Lockheed Martin» получил название «Атлас-5». Исходя из первоначального технического задания на про- программу компаниями разрабатывались ракеты трех классов — легкого (с обозначением S), среднего (М) и тяжелого (Н). Од- Однако непосредственно перед заключением основных контрак- контрактов в целях сокращения затрат обе фирмы с согласия ВВС от- отказались от создания дщде^&одадей. Выведенщ^^.щщтни- ков массой до 2 т на Ьереходной орбите (или ^асеой-4~-§^5 т на полярной орбите) оыло решено осуществлять, льцбо новыми
18 ДИЬ» А. ШУМИЛИН ракетами среднего класса, либо уже существующими транс- транспортными системами. Но поскольку подготовленные в рамках программы EELV проекты ракет легкого класса могут получить дальнейшее раз- развитие в будущем, их краткие характеристики включены в пред- предлагаемое описание новых средств выведения. РАКЕТЫ КОМПАНИИ «BOEING». Основным элементом ракет семейства «Дельта-4» является первая криогенная ступень высотой 37,5 м и диаметром 4,8 м. Для данного ракетного блока, названного «Common Booster Core» (СВС), фирмой «Rocketdyne», которая является подразделени- подразделением корпорации «Boeing», был разработан кислородно-водород- кислородно-водородный двигатель RS-68 тягой 294 т на уровне моря (см. вкл. 1, — здесь и далее так указывается номер рисунка во вклейке). Новый ЖРД, отличающийся простотой конструкции и, как следствие, низкой стоимостью изготовления, является самым мощным для своего класса. Приближающийся к нему пб ха- характеристикам двигатель SSME, применяемый в составе МТКС «Спейс Шаттл», способен развивать тягу 190 т. При этом следует отметить, что по сравнению с последним изделием число сборочных узлов в двигателе RS-68 сокращено на 90%. Так, например, сопло этого ЖРД с абляционным теплозащит- теплозащитным покрытием собирается из четырех элементов, сопло же двигателя SSME имеет наборную конструкцию из 1080 трубок «рубашки» охлаждения; а такие узлы нового изделия, как корпус газогенератора и турбины насосов, изготавливаются цельными сборочными элементами. Ниже приведены основные характеристики двигателя RS-68, в скобках для сравнения указаны соответствующие параметры двигателя SSME: — давление в камере сгорания, кг/см2: 99,3 — B11, 8), — удельный импульс в вакууме, с: 410 — D52), х — степень расширения сопла: 21,5 — F9), — тяговооруженность: 51 — F8,6). Первые испытания двигателя RS-68 с достижением номи- номинального уровня тяги состоялись на базе ВВС Эдвардз (шт. Ка- Калифорния) летом 1999 г. В дальнейшем стендовые запуски опытных образцов ЖРД были продолжены в Центре Стенниса (шт. Миссисипи), входящм в структуру NASA. В марте—мае 2001 г. там была проведена серия комплекс- комплексных испытаний двигателя RS-68 в составе опытного образца
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «^И& 19 ступени СВС. Стендовая отработка ракетного блока выполня- выполнялась с постепенным усложнением испытаний и увеличением их продолжительности с 15с до 303с. Входе некоторых за- запусков проводились различные типовые операции, предусмот- предусмотренные штатной эксплуатацией ракет «Дельта-4»: на этапе подготовки к старту — прекращение предпусковых операций с последующим их возобновлением; после включения двига- двигательной установки — повороты ЖРД в карданном подвесе, дросселирование тяги в пределах 58—101%, останов двигате- двигателя после выработки одного из компонентов и т.п. Квалификационные испытания первого летного образца двигателя RS-68 состоялись летом 2001 г. В целом за весь пе- период наземной отработки этого ЖРД было выполнено 183 за- запуска изделия общей продолжительностью 18 645 с. Ракета легкого класса «Дельта-4Б» высотой 55 м должна была комплектоваться блоком СВС, второй ступенью с ракеты «Дельта-2» и, при необходимости, твердотопливным разгон- разгонным блоком «Стар-48В». Энергетические характеристики та- таксой РН позволяли бы выводить на полярную орбиту грузы массой 4,47 т, а на переходную орбиту — массой 2,2 т. Ракета среднего класса «Дельта-4М» высотой 62 м пред- предназначается для выведения на переходную орбиту спутников массой 4,21 т, а на низкую околоземную орбиту грузов массой 6,76 т. Эта ракета отличается от предыдущей модели второй ступенью, оснащенной одним кислородно-водородным двига- двигателем RL-10B-2 фирмы «Pratt and Whitney», а также голов- головным обтекателем диаметром 4 м. Оба этих элемента — вторая ступень, и обтекатель, изготовленный из композитных мате- материалов, — заимствованы с ракеты «Дельта-3» (см. соответ- соответствующий раздел в Части 3). Важной особенностью разработки верхней ступени ракеты «Дельта-3», а теперь и «Дельта-4», стала международная ко- кооперация: баки горючего поставляются японской компанией «Mitsubishi Heavy Industries», а сопловой насадок маршевого ЖРД — фирмой SEP французского объединения Snecma Moteurs. СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ RL-10B-2 (ВКЛ. 2) Разработчик — «Pratt and Whitney». Применение— вторая ступень ракет «Дельта-3» и «Дель- «Дельта-4».
20 ЯШт А. ШУМИЛИН Начало эксплуатации— 1998 г. («Дельта-3»), 2002 г. («Дельта-4»). «Сухая» масса — 259 кг. Длина (в рабочем состоянии) — 4,15 м. Максимальный диаметр — 2,22 м. Окислитель — жидкий кислород, расход компонента 19,9 кг/с. Горючее — жидкий водород, расход компонента 3,3 кг/с. Соотношение компонентов— 6:1. Насос окислителя: — масса — 11,3 кг; — скорость вращения — 14676 об/мин; — давление подачи — 55,6 атм. Насос горючего: — масса — 34 кг; — скорость вращения — 36 690 об/мин; — давление подачи — 96,7 атм. Камера сгорания: — давление — 42,2 атм; — температура — 3340 °С; — материал — нержавеющая сталь AISI-347; — охлаждение регенеративное, горючим. Сопло: — длина (с развернутым сопловым насадком) — 3,49 м; — максимальный диаметр — 2,22 м; — степень расширения — 285:1; — материал — нержавеющая сталь AISI-347 (начальный участок), углерод-углеродный композит (насадок); — охлаждение начального участка — регенеративное, го- горючим. Удельный импульс (в вакууме) — 466,5 с. Тяга (в вакууме) — 11 т. Продолжительность работы — 3500 с (при многократном включении). В целях расширения возможностей по выведению аппа- аппаратов среднего и промежуточного классов компания «Boeing» цодготовила варианты комплектации ракеты «Дельта-4М» двумя и четырьмя твердотопливными ускорителями GEM- 60 фирмы «Alliant Techsystems». Три новые модели, полу- получившие обозначение «Дельта-4М + 4.2», «Дельта-4М + 5.2» и «Дельта-4М + 5.4», позволят доставлять на переходную ор-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 21 биту спутники массой 5,85 т, 4,64 т и 6,6 т соответственно. В составе последних двух изделий, в обозначении которых присутствует цифра 5, предполагается использовать модифи- модифицированную вторую ступень диаметром 5 м и головной обте- обтекатель того же размера. Ракета тяжелого класса «Дельта-4Н» высотой до 72 м пред- представляет собой сборку центрального блока с модели «Дельта- 4М + 5» и двух стартовых ускорителей, созданных на базе бло- блока СВС. За счет этого грузоподъемность модели возрастет до 23 т и 13,1 т при выведении на низкую и переходную орбиты соответственно. Запуск пилотируемого аппарата ракетой «Дельта-4Н» Сборка первых ступеней ракет «Дельта-4» осуществляется на предприятии площадью 140 тыс. м2 в Декейтере (шт. Ала- Алабама). На этом заводе, строительство которого было заверше- завершено в декабре 1999 г., выполняется полный цикл изготовления ступеней — от механической обработки листовых алюминие- алюминиевых заготовок для топливных баков до комплексной предпо- предполетной проверки собранного ракетного блока. При изготовле- изготовлении стенок баков широко используется сварка трением, а для соединения готовых обечаек и днищ, которые формуются из
22 ДИ»> А. ШУМИЛИН цельных заготовок, применяется традиционная электродуго- электродуговая сварка. Производственные мощности нового предприятия при чис- численности персонала 1000—2000 человек позволят ежегодно вы- выпускать до 40 ракет в год; продолжительность сборки одного изделия не должна превысить 6—7 месяцев (для современных ракет «Дельта-2» этот показатель составляет 2—2,5 года). Зна- Значительную экономию времени предполагается обеспечить за счет конвейерной сборки ракет в горизонтальном положении. Изготовление и предполетную подготовку верхних ступе- ступеней для первых ракет «Дельта-4» компания «Boeing» прово- проводила на предприятии в Пуэбло (шт. Колорадо), где выпуска- выпускаются элементы ракет «Дельта-2» и «Дельта-3». Но в начале 2003 г. было принято решение перенести все производство в Декейтер. Доставка ступеней ракет «Дельта-4» к месту старта осу- осуществляется морским путем. Для этих целей было изготовле- изготовлено судно «Delta Mariner» длиной 95 м, рассчитанное на транс- транспортировку трех блоков СВС. Продолжительность плавания из Декейтера до мыса Канаверал (шт. Флорида) составляет неделю, а к космодрому на базе ВВС Ванденберг (шт. Кали- Калифорния) — около 20 суток. На базе Ванденберг запуски ракет «Дельта-4» предпола- предполагается проводить со стартового комплекса SLC-6, а на м. Ка- Канаверал с площадки LC-37. Затраты на развертывание необ- необходимой наземной инфраструктуры на Западном побережье оцениваются в 120 млн долл., а на Восточном полигоне— в 250 млн долл. Работы по строительству стартового комплек- комплекса LC-37, который был передан компании «Boeing» в долго- долгосрочную аренду, финансировались из ее собственных фондов. Общие же затраты корпорации на программу «Дельта-4» пре- превысили 1 млрд долл. Предполетная подготовка РН семейства «Дельта-4» осущест- осуществляется по смешанной схеме, предполагающей проведение боль- большого объема работ непосредственно на пусковой площадке. В целом наземный комплекс ракет «Дельта-4» на м. Кана- Канаверал включает в себя три крупных сооружения (для обслу- обслуживания ракет «Дельта-2» используются 43 здания). В Эксп- Эксплуатационном центре DOC (Delta Operations Center), располо- расположенном в 2,4 км от стартовой площадки, разместились Центр управления запуском LCC (Launch Control Center) с 17рабо-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <шШВ- 2 3 чими местами, Административно-координационный центр MDC (Mission Directors Center) с помещениями для владельцев по- полезного груза, Техническая зона ESA (Engineering Support Area), зал подготовки верхних ступеней и т.п. Непосредственные работы с ракетами «Дельта-4» выпол- выполняются в шестиэтажном корпусе горизонтальной сборки HIF (Horizontal Integration Facility), занимающего площадь 106 х 76 м. Рабочий зал рассчитан на размещение шести ра- ракет среднего класса или трех — тяжелого класса. Сборка и обслуживание ракет в горизонтальном положении существен- существенно уменьшают и время, и стоимость работ. В сравнении с ра- ракетой «Дельта-2» продолжительность предполетной подготов- подготовки новых моделей на технической позиции планируется со- сократить с 3—4 недель до двух, а общие ^трудозатраты, связанные с обеспечением запусков, на 54—58%. Третьим сооружением наземной инфраструктуры ракет «Дельта-4» является полностью обновленная стартовая пло- площадка LC-37, откуда ранее осуществлялись полеты ракет «Са- «Сатурн-IB». В состав комплекса, строительством которого зани- занималась компания «Raytheon», вошли пусковая площадка, мо- мобильная башня обслуживания высотой 100 м и массой 4100 т, подъемное устройство длиной 29 м и шириной 7,9 м для уста- установки ракеты, хранилище компонентов топлива (емкость ре- резервуара жидкого водорода составляет 3,2 млн л, а бака кис- кислорода — 946 тыс. л), кран для монтажа полезного груза и стартовых ускорителей ракеты, а также две башни-фермы вы- высотой 115 м с молниеотводами (вкл. 3). После доставки и установки ракеты на пусковое устрой- устройство работы по предстартовому обслуживанию будут вестись в течение 8—10 дней (для ракет «Дельта-2» этот показатель со- составляет более трех недель). В начале 2002 г. на технической позиции и стартовом ком- комплексе LC-37 впервые был выполнен весь цикл предпусковых операций с ракетой «Дельта-4М», укомплектованной двумя ускорителями GEM-60 и головным обтекателем диаметром 4 м. Сложность оборудования и работ, на пусковой площадке по- потребовала проведения нескольких таких проверок с полной заправкой ракеты топливом и даже с запуском маршевого ЖРД первой ступени. (Длительная отработка систем стартового ком- комплекса считается одной из причин почти полуторагодичной отсрочки начала эксплуатации ракет «Дельта-4».)
24 ДИЬ» А. ШУМИЛИН Несмотря на высокий риск, связанный с первым стартом, компании «Boeing» удалось найти коммерческого заказчика на запуск. Входе полета, осуществленного 20 ноября 2002 г., ракета «Дельта-4М + 4.2» успешно вывела в космос спутник связи «Eutelsat-W5» массой 3 т, принадлежащий одноименной европейской организации. Условия, оговоренные сторонами при подписании контрак- контракта, оказались весьма необычными для аэрокосмической про- промышленности. Во-первых, расценки на запуск ракеты были снижены с реальных 80 до 30—40 млн долл. Во-вторых, кор- корпорация «Boeing» на собственные средства застраховала кос- космический аппарат стоимостью 100 млн долл. Кроме того, оплата пусковых услуг должна была произво- производиться заказчиком лишь после успешной доставки спутника на переходную орбиту. В противном же случае старт призна- признавался неудачным и компания Eutelsat получила бы от корпо- корпорации «Boeing» страховой полис на возмещение убытков. Последние операции по подготовке ракеты «Дельта-4М» к полету начались в полдень 20 ноября. За 4 ч до запуска (Т-4 ч) стартовая команда приступила к заправке изделия топ- топливом. В расположенный сверху бак окислителя первой сту- ступени было закачено 173,2 т жидкого кислорода, а в бак горю- горючего — 28,6 т жидкого водорода. Вместительность соответству- соответствующих баков второй ступени определяется в 16,7 т и 2,87 т компонентов. За 5 минут до старта все системы ракеты были переведены на бортовые источники электропитания; затем последовала команда на взвод воспламенителей и различных пиротехни- пиротехнических устройств, а также начался наддув топливных баков. В момент Т-22,5с были открыты клапаны магистралей пода- подачи рабочей жидкости в систему управления вектором тяги ТТУ. Эта операция является важным этапом в циклограмме пуска, так как при последующем возникновении неисправностей и прекращении предстартовых операций на повторную подготов- подготовку ракеты к полету потребуется не менее двое суток... За 9,5 с до взлета сработали искровые воспламенители, расположенные на пусковом устройстве под ракетой. Это про- производится с целью выжигания газообразного водорода, кото- .рый мог вследствие утечки скопиться под двигателем, а после его включения вызвать дополнительные нагрузки на хвосто- хвостовой отсек. В момент Т-5,5с включился маршевый двигатель
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <^t 2 5 RS-68 первой ступени, тяга которого была практически сразу доведена до 297,4 т, соответствующих 101% от номинала. Выполнив последние проверки, система управления стартом подала команду на запуск твердотопливных ускорителей GEM-бОс расчетной тягой 113,3 т. После отвода консолей ка- кабель-заправочной башни и разрыва опорных пироболтов раке- ракета «Дельта-4М 4- 4.2» со стартовой массой 328,4 т начала подъем. Профиль заряда ТТУ предусматривал некоторое снижение тяги и, соответственно, перегрузок при преодолении сверхзву- сверхзвукового барьера в Т + 48 с и при прохождении участка макси- максимального скоростного напора (Т 4- 62 с). Отделение ускорите- ускорителей было произведено на сотой секунде полета при скорости М=3 на высоте 29,5 км. По мере подъема ракеты «Дельта-4» тяга двигателя RS- 68 возросла до 337,5 т, а удельный импульс — до 410 с. В це- целях ограничения перегрузок значением 5,24 g в момент Т + 3 мин 53 с при скорости полета 4,9 км/с началось посте- постепенное снижение тяги ЖРД, а перед завершением работы пер- первой ступени в Т+4 мин 5 с уровень тяги составил 58%. После разделения ступеней, произошедшего на высоте 124,2 км при скорости — 5,3 км/с, последовал непродолжитель- непродолжительный в 10 с пассивный участок полета, в течение которого на второй ступени были проведены предпусковые операции, в том числе и развертывание соплового насадка двигателя RL-10B-2. Через десять секунд после включения маршевого ЖРД сту- ступени, развивающего тягу 11,3 т, на высоте 151,2 км произо- произошло отделение головного обтекателя, а спустя минуту сброс силового технологического кольца соплового насадка двигате- двигателя. (Выполненный из углерод-углеродного материала насадок имеет чрезвычайно легкую конструкцию: при длине около 3 м и диаметре среза 2,1 м его масса составляет всего 100 кг.) Активный участок второй ступени длился 8 мин 30 с, пос- после остановки маршевого двигателя ракета оказалась на опор- опорной орбите высотой 180 х 578 км и наклонением 27,3е. Повтор- Повторное включение ЖРД состоялось в момент Т + 23 мин, когда изделие находилось над атлантическим побережьем Африки. За 5 мин работы ступени ракета вышла на переходную орбиту •с параметрами 522 х 34956 км и наклонением 13,5е. Последующие 9 мин пассивного полета были посвящены ори- ориентации и стабилизации ступени (небольшие двигатели придали
26 ДК» А. ШУМИЛИН ей вращение со скоростью 1,5 об/мин). Отделение спутника «Eutelsat-W5» произошло через 37 мин 35 с после старта ракеты. Второй запуск ракеты «Дельта-4М», осуществленный в марте 2003 г., стал первым стартом в рамках программы EELV: в ходе полета на стационарную орбиту был выведен военный спутник связи DSCS-3 массой 1,24 т и стоимостью 300 млн долл. Важным этапом реализации программы EELV стал состояв- состоявшийся в конце 2004 г. испытательный запуск модели тяжелого класса. Поскольку получить коммерческий заказ на ракету «Дельта-4Н» не представлялось возможным, то ВВС еще в 2000 г. приняли решение выделить 140 млн долл. на проведе- проведение ее демонстрационного полета с макетом полезного груза. РАКЕТЫ КОМПАНИИ «LOCKHEED MARTIN». Ракеты «Атлас-5» спроектированы на базе кислородно-ке- кислородно-керосинового блока «Common Core Booster» (CCB), оснащенного российским двигателем РД-180. При высоте 32,5 м и диамет- диаметре 3,8 м масса конструкции ступени составляет 20,4 т. Наиболее важным отличием блока ССВ от прежних моде- моделей семейства «Атлас», берущих свое начало от одноименной МБР конца 1950-х годов, является жесткий корпус первой сту- ступени, выполненной из алюминиевого сплава. Выбранная схе- схема позволяет отказаться от постоянного технологического над- наддува топливных баков^ступени на всех этапах ее производства и наземного обслуживания. Некоторое ухудшение конструк- конструкции (относительная масса топливного отсека увеличилась на 25%) компенсируется высокоэффективным маршевым ^ЖРД, развивающим тягу 390 т. СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ РД480 (ВКЛ. 5) Разработчик— «НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко». Разрабатывался в 1994—1998 гг. Применение— ракеты «Атлас-3» (с 2000 г.), «Атлас-5» (с 2002 г.). Схема — замкнутая, с дожиганием окислительного газоге- газогенераторного газа; Компоненты топлива — жидкий кислород и керосин. Соотношение компонентов — 2,72. Тяга — 390,2 т (на уровне моря), 423,4 т (в вакууме). Удельный импульс— 311,3 с (на уровне моря), 337, 8 с (в вакууме).
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ДИЕ 2 7 Количество камер — 2. Давление в камере сгорания — 260 атм. Угол качания камер — ±8° Масса— 5,33 т. Диаметр — 3,2 м. Длина — 3,6 м. Ракету «Атлас-5» легкого класса предполагалось комплек- комплектовать блоком ССВ и ступенью «Аджена-2000», работающей на четырехокиси азота и монометилгидразине. В такой кон- конфигурации модель позволила бы выводить на низкую поляр- полярную орбиту грузы массой в 3,9 т, а на переходную орбиту — массой в 1,84 т. Ступень «Аджена-2000» проектировалась фирмрй «Atlantic Research» на базе разгонного блока, созданного компанией «Lockheed» в конце 1950-х годов. Конструкцию успешно заре- зарекомендовавшей ступени намечалось улучшить за счет исполь- использования новейших технологий, а также отдельных отработан- отработанных узлов с других ЖРД. Однако стоимость доработки ступе- ступени оказалась чрезвычайно высокой, что не позволило бы обеспечить требуемое снижение затрат на выведение грузов. Поэтому компания «Lockheed Martin» приняла решение отка- отказаться от создания модели «Атлас-бЭ». Ракета «Атлас-5» среднего класса представляет собой сбор- сборку ступени ССВ и разгонного блока «Центавр», применяемого в составе ракеты «Атлас-ЗВ» (см. соответствующий раздел в Части 3). В зависимости от задач полета верхняя ступень моде- модели, получившая название «Common Centaur», будет комплек- комплектоваться одним или двумя маршевыми двигателями RL-10A-4. Для размещения полезного груза на ракетах «Атлас-5М» разработаны головные обтекатели диаметрами 4 и 5 м; при комплектации тем или иным образцом модели семейства име- имеют индексацию: серии 400 или 500 соответственно. Обтекатель меньших габаритов создается на базе изделий, применяемых в составе ракет «Атлас-2» и «Атлас-3». Заказ на разработку трех типов крупногабаритного обтекателя компания «Lockheed Martin» передала швейцарской фирме «Contraves». Согласно заключенному контракту эта фирма, поставляющая аналогич- аналогичные изделия к европейским ракетам «Ариан», должна спро- спроектировать и организовать производство композитных обтека- обтекателей длиной 20,7 м, 23,4 м и 26,4 м.
28 А. ШУМИЛИН Ракета «Атлас-5» серии 500 на пусковой платформе Так же как и фирма «Boeing», компания «Lockheed Martin» пла- планирует комплектовать ракеты «Атлас-5М» несколькими (от од- одного до пяти) твердотопливными ускорителями, на их число будет указывать вторая цифра в обозна- обозначении модели семейства (по тре- третьей цифре определяется количе- количество маршевых ЖРД ступени «Центавр»), По контракту стоимостью 500 млн долл., заключенному в 1999 г., фирма «Aerojet» разра- разработала ТТУ со следующими ха- характеристиками : — максимальная тяга — 177 т, — масса — 45,3 т, — длина — 20,4 м, — диаметр — 1,5 м, — продолжительность рабо- работы — 95 с. Характерной чертой нового ускорителя, первое испытание которого состоялось летом 2001 г., является монолитная конструкция изделия; подобные РДТТ еще не изготавлива- изготавливались. Использование трех таких ТТУ в составе ракеты «Атлас-5» серии «400» (модель «431») позволит увеличить грузоподъ- грузоподъемность изделия с 4,95 т до 7,64 т (на переходной орбите). Максимальными возможностями по выведению грузов (8,67 т) будет обладать модель «552» с пятью ускори- ускорителями. Ракета «Атлас-5Н» грузоподъемностью 13 т должна была представлять собой сборку модели «501» с двумя жидкостны- жидкостными ускорителями, созданными на базе блока ССВ. Однако в 2000 г. компания «Lockheed Martin» приостановила работы по этому варианту.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <^ИС- 2 9 СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ RL-10A-4—1 (ВКЛ. 6) Разработчик — «Pratt and Whitney». Применение— ступень «Центавр» ракет «Атлас-2А» A995—2004), «Атлас-3» (с 2000 г.), «Атлас-5» (с 2002 г.). Начало эксплуатации — 1995 г. «Сухая» масса— 168 кг. Длина— 1,78 м (в сложенном состоянии), 2,29 м (с раз- развернутым насадком). Максимальный диаметр — 1,17 м. Окислитель — жидкий кислород, расход компонента 19,1 кг/с. Горючее — жидкий водород, расход компонента 3,45 кг/с. Соотношение компонентов — 5,5. Насос окислителя: — масса— 11,3 кг; — скорость вращения — 14 950 об/мин; — давление подачи — 57,6 атм. Насос горючего: — масса — 34 кг; — скорость вращения — 37 400 об/мин; — давление подачи — 94,6 атм; Давление в камере сгорания — 41,5 атм. Сопло: — длина — 1,19 м (основная часть), 1,7 м (с сопловым на- насадком); — диаметр— 1,02м (основная часть), 1,17м (соплового насадка); — степень расширения — 84:1. Удельный импульс (в вакууме) — 451 с. Тяга (в вакууме) — 10,1 т. Максимальный ресурс — 3000 с (при многократном вклю- включении). За шесть лет реализации программы EELV общий замы- замысел проекта претерпел значительные изменения, что не могло не сказаться на требованиях, которые предъявляются к под- подрядчикам. В связи с планами военного ведомства по существен- существенному сокращению массы своих перспективных аппаратов ВВС сочли целесообразным ограничиться созданием одной РН тяжелого класса, а именно «Дельта-4Н».
30 ДШ» А.ШУМИЛИН В результате переговоров ВВС и компания «Lockheed Martin» пришли к соглашению о том, что проектные работы по ракете «Атлас-5Н» будут завершены, но производство ее летных образцов откладывается на неопределенное время. Кро- Кроме того, ВВС отказались от использования ракет «Атлас-5» для выведения спутников на полярные орбиты, в связи с чем была прекращена модернизация стартового комплекса SLC-3W, рас- расположенного на базе Ванденберг. Производство блоков ССВ развернуто на заводе в Литлто- не — пригороде Денвера (шт. Колорадо), где в настоящее вре- время изготовляются ступени ракет «Атлас» и «Титан». Произ- Производственные мощности предприятия позволяют ежегодно вы- выпускать до 20 ракет «Атлас-5». Доставка ступеней к месту старта осуществляется транспортными самолетами. Запуски ракет «Атлас-5» с м. Канаверал производятся со стартовой площадки LC-41, ранее применявшейся для ракет «Титан-ЗС», «Титан-ЗЕ» и «Титан-4». Работы по модерниза- модернизации этого комплекса были выполнены фирмой «Hensel Phelps Constraction». Основной целью при создании наземного комплекса ракет «Атлас-5» являлось максимальное сокращение трудозатрат при подготовке изделий к полетам. Поставленная задача была ре- решена за счет компактного, размещения основных средств ком- комплекса, централизации управления всеми работами, выполняе- выполняемыми на технической и стартовой позициях, автоматизации процессов контроля и т.п. В результате вся наземная инфраструктура ракет «Атлас- 5» включает в себя только три крупных сооружения, а чис- численность занятого технического персонала составляет 225— 265 человек. Для сравнения можно привести следующие дан- данные: для предстартовой подготовки ракет «Атлас-2А» использовалось 17 корпусов и зданий, принадлежащих либо правительству, либо промышленным подрядчикам, а в рабо- работах по обеспечению запусков этих ракет участвовали 300— 350 специалистов. Основным элементом наземного комплекса ракет «Атлас-5» стал Эксплуатационный центр — ASOC (Atlas-5 Spacef light Operations Center), объединивший многие технические служ- службы. Четырехэтажное здание, расположенное в 6,4 км от старто- стартовой площадки LC-41, заняло площадь 2800 м2.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^¦fc 31 Под Центр управления запуском LCC (Launch Control Center) отведен двухэтажный зал с 25 рабочими местами с мо- мониторами. Перед операторами на стене находится большой экран общего отображения информации. Амфитеатром по отношению к Центру LCC расположились Инженерно-технический центр — EOC (Engineering Operations Center) на 20 рабочих мест, Административный центр — MOS (Mission Operations Center), а также пять компьютерных цен- центров для информационного обеспечения работ. Практически все эти помещения имеют стеклянную стену, выходящую в основной зал Центра LCC. Зал предполетной подготовки ракет «Атлас-5» рассчитан на одновременное обслуживание шести изделий. Здесь прово- проводятся монтаж различных бортовых систем, установка элект- электронного оборудования, пиротехнические устройства и т.д. По- Поскольку значительная часть проверок и испытаний осуществ- осуществляется на заводе-изготовителе, то на выполнение работ в Центре ASOC отводятся сутки. Полностью укомплектованные и проверенные ступени РН доставляются в корпус вертикальной сборки — VIF (Vertical Integration Facility) высотой 89 м. Установка ракеты на мо- мобильную пусковую платформу начинается за девять дней до назначенной даты старта. Практически все операции по пред- предполетной подготовке намечается проводить в корпусе VIF, по- поэтому на стартовую площадку ракета доставляется за 12 час до запуска. Подобная схема позволяет существенно снизить вероятность отмены полета из-за неблагоприятной метеороло- метеорологической обстановки. Предстартовая подготовка полезного груза ракет «Атлас-5» выполняется на коммерческой основе фирмой «Astrotech», про- производственные помещения которой располагаются за предела- пределами космодрома. Для проведения работ по обслуживанию КА, которые должны, выводиться ракетами EELV: и «Атлас-5», и «Дельта-4», фирма «Astrotech» построила специализированный корпус площадью 4650 м2. После выполнения регламентных работ полезный груз, установленный под головным обтекате- обтекателем, доставляется в корпус VIF. Транспортировка ракеты «Атлас-5» из сборочного корпуса к стартовой площадке, расстояние между которыми составля- составляет 550 м, осуществляется в вертикальном положении на мо- мобильной пусковой платформе массой 700 т с кабель-заправоч-
32 ДВи» А. ШУМИЛИН ной мачтой высотой 56,4 м. Для перевозки используются два дизельных локомотива, за которыми следуют вагоны со вспо- вспомогательным оборудованием. Впервые штатная операция по доставке полностью укомплектованной ракеты к месту старта была проведена в начале 2002 г. Выбранная для ракет «Атлас-5» мобильная схема запуска, отработанная на моделях семейств «Титан-3» и «Титан-4», пред- предполагает минимальное количество оборудования на стартовом комплексе, что позволяет сократить ущерб в случае аварии ракеты при взлете. Помимо пусковой платформы самыми круп- крупными сооружениями на площадке являются четыре молние- молниеотвода высотой 104 м. Значительная часть работ по модернизации стартового ком- комплекса LC-41 (на сумму 300 млн долл.) была оплачена компа- компанией «Lockheed Martin» из собственных фондов. Общие же за- затраты корпорации на программу «Атлас-5» составили 1 млрд долл. Первый старт ракеты «Атлас-5» состоялся 21 августа 2002 г. Для выведения коммерческого спутника связи «Hot Bird-6» массой 3,9 т применялась ракета «Атлас-5» модели 401, осна- оснащенная верхней ступенью «Центавр» с одним маршевым ЖРД (вкл. 4). Полет состоялся с трехмесячным опозданием от установ- установленного три года назад срока, и это было признано представи- представителями ВВС административно-организационным успехом ком- компании-разработчика. Задержки с проведением полета стали следствием детальных проверок как самой транспортной сис- системы, так и полезного груза. При предстартовой подготовке ракеты потребовалось провести отдельные испытания кабель- заправочного оборудования стартовой площадки. В общей сложности в период с марта по июль 2002 г. со- состоялось три комплексных испытания всей ракетно-космиче- ракетно-космической системы с полной заправкой изделия. В ходе этих работ предпусковые операции доводились практически до запуска маршевого двигателя первой ступени РН — до момента Т-1 с. Кроме того, были отработаны операции по аварийному пре- прекращению предстартового отсчета в момент Т-45 с. Несмотря на то что в штатном режиме работы на старто- стартовой площадке должны длиться менее суток, перед первым по- полетом ракета «Атлас-5» была доставлена к месту запуску за два дня до назначенного срока. После установки мобильной
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЬ 3 3 платформы на площадке началась заправка первой ступени ракеты керосином E6,8 тыс. л). Закачка жидкого кислорода A13,5 тыс. л), а также заправка второй ступени «Центавр» проводились в день запуска. Важной особенностью стартового комплекса LC-41 являет- является автоматическая стыковка заправочного оборудования и за- заправка ракеты топливом. Подобные системы впервые были раз- разработаны российскими специалистами. Продолжительность предпусковых операций при подго- подготовке к первому полету ракеты «Атлас-5» составила 580 мин. Команда на запуск двигателя первой ступени была подана в момент Т-2,7с. Сразу после этого сработали водонапорные системы охлаждения пусковой платформы и шумоглушения; из резервуаров первой было подано 454 тыс. л воды, а вто- второй — 66,2 тыс. л. Подъем ракеты «Атлас-5» со стартовой массой 334 т осу- осуществлялся при тяговооруженности 1,2. В момент Т + 17 с на высоте 240 м начался разворот по каналу тангажа. На сотой секунде полета после прохождения участка максимального скоростного напора тяга двигательной установки первой сту- ступени была доведена до 95%, затем она изменялась исходя из максимально допустимой для полезного груза перегрузки в 5 g. На 4 мин полета перед полной выработкой компонентов топ- топлива тяга ЖРД была снижена.до 47%. Отделение первой сту- ступени обеспечили восемь тормозных двигателей малой тяги. В этот момент ракета находилась на высоте 108 км и имела скорость 4,9 км/с. Продолжительность работы второй ступени «Центавр» при первом включении составила 11 мин. После полета по баллис- баллистической траектории, в течение которого ракета пересекла Атлантический океан, был произведен повторный запуск бло- блока «Центавр». За 4 мин работы ступень вышла на переходную орбиту с параметрами 306 х 44 575 км. Отделение полезного груза состоялось на 31 мин после старта ракеты. Анализ телеметрической информации показал высокую точность выведения спутника «Hot Bird-6». Среди незначитель- незначительных аномалий были отмечены нерасчетные вибрации внешне- внешнего трубопровода подачи окислителя и некоторое повышение температуры в ряде отсеков ракеты. В мае и июле 2003 г. состоялись еще два успешных полета ракет «Атлас-5» с коммерческими спутниками на борту. В ходе 2-1179 Шумилин
34 ШЬ> А. ШУМИЛИН последнего запуска, ставшим 66-м безаварийным стартом за пос- последние десять лет эксплуатации всего семейства «Атлас», ис- использовалась модель с двумя твердотопливными ускорителями. ПЛАНЫ ЭКСПЛУАТАЦИИ РАКЕТ Несмотря на высокий риск использования новых, не про- прошедших летные испытания транспортных систем, за счет сни- снижения стоимости запуска компаниям «Boeing» и «Lockheed Martin» удалось найти коммерческого заказчика для первых своих ракет. Таким образом, можно сказать, что одна из за- задач программы EELV — повышение конкурентоспособности американских фирм на рынке пусковых услуг — в некоторой степени уже решена. Однако резкое снижение коммерческого грузопотока в кос- космос не позволяет надеяться американским компаниям, равно как и другим участникам рынка, на высокую доходность сво- своих РН. Остепени сокращения объемов производства коммер- коммерческих спутников можно судить по следующему факту. К концу 2002 г. на ракеты «Атлас-5» и «Дельта-4» было сделано при- примерно по 20 предварительных заявок, а летом следующего года компания «Boeing» объявила об отказе от использования в ближайшие несколько лет ракет «Дельта-4» в коммерческих целях — из-за оставшихся единичных заказов производство этих ракет стало нерентабельным. Положение корпорации «Boeing» чрезвычайно осложнилось после того, как весной 2003 г. были обнародованы факты не- незаконного приобретения ею технической документации по про- проекту «Атлас-5» (точнее, эти материалы были получены от со- сотрудника компании «Lockheed Martin» еще фирмой «McDonnell Douglas» в 1996 г. — незадолго до ее покупки корпорацией). Использование конфиденциальной информации о конкуренте и позволило компании «Boeing» получить большую часть за- заказов по программе EELV. В июле 2003 г. после проведения самостоятельного рассле- расследования, выявившего серьезные нарушения федеральных за- законов, ВВС приняли решение не только о пересмотре заклю- заключенных контрактов, но и об отстранении виновника на не- неопределенное время от участия в конкурсах средств выведения по правительственным программам.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США Д> 3 5 Первым результатом санкций стала передача компании «Lockheed Martin» семи спутников, ранее предназначавшихся для ракет «Дельта-4». Запуски этих аппаратов будут осущест- осуществляться в 2006—2009 гг. Штатная же эксплуатация ракет «Ат- лас-5» в рамках программы EELV должна начаться в 2005 г. (вследствие значительных задержек с созданием многих воен- военных спутников? составивших первую партию заказа по про- программе, сроки их развертывания перенесены на несколько лет). До указанного года несколько заказов на ракеты «Дельта-4» остались в силе. Среди них следует выделить первый старт РН семейства с базы Ванденберг в 2005 г. Вскоре после объявления против этой компании санк- санкций ВВС провели второй тур распределения заказов по про- программе EELV. Поскольку ракеты «Дельта-4» на нем не рас- рассматривались, то три новых аппарата были переданы ком- компании «Lockheed Martin». Так как все эти спутники должны выводиться с территории Западного полигона, то принятое решение повлечет за собой дополнительные расходы, ибо стартовой площадки для ракет «Атлас-5» на базе Ванден- Ванденберг нет. Поэтому компании «Lockheed Martin» было предложено за свой счет провести модернизацию комплекса SLC-3E, исполь- использовавшегося для запусков ракет «Атлас-2Ав». Предстоящие расходы (около 200 млн долл.) будут скомпенсированы ВВС в виде арендной платы после начала эксплуатации комплекса в 2005 г. Также многие обозреватели, анализируя сложившуюся си- ситуацию, не исключают возможности возобновления работ по созданию тяжелой модели семейства «Атлас-5». Осенью 2002 г. корпорация «Lockheed Martin» завершила эскизный проект изделия, и при принятии правительством решения об ее ис- использовании система может быть подготовлена к эксплуата- эксплуатации за три года. Третий конкурс среди ракет EELV для запуска 15—20 но- новых спутников ВВС планируют провести в 2005 г. Предпола- Предполагается, что к требуемому сроку компания «Boeing» проведет в своих подразделениях все необходимые для снятия санкций, административно-организационные мероприятия. В общей сложности к 2020 г. Министерство обороны наме- намечает развернуть на околоземной орбите около 200 новых ап- аппаратов, примерно треть из которых будет создаваться по за-
36 ЛШ» А. ШУМИЛИН казам Национального разведывательного управления NRO (National Reconnaissance Office). Как уже отмечалось, за десять лет, прошедших с начала реализации программы EELV, ситуация на рынке пусковых услуг существенно изменилась. В связи с резким падением спроса на выведение грузов в космос интенсивность запусков новых РН оказалось ниже ожи- ожидавшейся, что привело к существенному росту эксплуатацион- эксплуатационных затрат (кроме того, их увеличению способствовали ошиб- ошибки в оценке темпов роста инфляции, а также вновь проявив- проявившаяся тенденция к созданию военных спутников тяжелого класса, для которых потребуются более мощные и, следователь- следовательно, дорогие модели). В результате стоимость ракет третьей партии составит в среднем по 150 млн долл., тогда как еще в 2002 г. затраты на запуск моделей среднего класса оценивались в 75 млн долл., систем промежуточного класса— в 110 млн долл., а тяжелых РН — в 150 млн долл. Значительную часть издержек по программе EELV вынуж- вынуждено принять на себя военное ведомство. В 2004 г. для поддер- поддержания производства ракет ВВС предоставило компаниям «Boeing» и «Lockheed Martin» 164 млн долл., а в проекте бюд- бюджета на 2005 ф.г. на эти же цели зарезервировано 190 млн долл. В целом сумма дополнительных ассигнований на про- программу может достичь 1 млрд долл. Вследствие значительного перерасхода средств, достигше- достигшего 50% от первоначальной сметы, весной 2004 г. была прове- проведена независимая аудиторская проверка организации работ по программе EELV (подобной процедуре подвергаются все воен- военные проекты с 25%-ным превышением бюджета). Результаты инспекции были направлены в Конгресс, который должен бу- будет повторно рассмотреть целесообразность дальнейшей реа- реализации программы и, при положительном решении, утвер- утвердить новый ее бюджет, а также выработать меры для контро- контроля за расходованием выделяемых ассигнований. Несмотря на то что в целях экономии средств некоторыми законодателями предлагается отказаться от использования какого-либо из семейств, эксплуатация ракет и «Атлас-5» и «Дельта-4» скорее всего продолжится, поскольку, как указы- указывалось в аудиторском отчете, альтернативных средств выведе- выведения КА обеспечения национальной безопасности в стране не существует.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^Д> 3 7 ГЛАВА 2 ПРОЕКТЫ МШ ВОЕННОГО НАЗНАЧЕНИЯ Одновременно с модернизацией парка одноразовых ракет- носителей ВВС ведут проектные исследования по многоцеле- многоцелевой МТКС военного назначения. Создание подобной транспорт- транспортной системы считается важнейшим этапом реализации идеи интеграции воздушных и космических операций, а также трансформации ВВС в «Аэрокосмические силы» (Aerospace Force). Перспективная МТКС, составным элементом которой дол- должен стать воздушно-космический самолет, позволит выполнять все виды космических операций: — обеспечение космических сил (выведение, обслуживание и управление орбитальными средствами); — поддержка наземных сил (боевое обеспечение войск); — контролирование космического пространства (обеспече- (обеспечение превосходства в космосе); — боевое применение космических сил (нанесение ударов из космоса по воздушным и наземным целям). В настоящее время официально Космическое командование США располагает средствами для решения только первых двух задач. В 1997 г. была утверждена программа ITT (Integrated Technology Testbed), предусматривающая проведение в начале 2000-х годов летных испытаний отдельных компонентов но- новой транспортной системы. Задачами программы являются подтверждение общей концепции практического использова- использования воздушно-космических самолетов (ВКС), оценка эффек- эффективности их применения при решении военных задач, созда- создание оперативных средств выведения спутников обеспечения войсковых соединений в условиях мира и войны. Руководство программой было возложено на Лабораторию Филлипса, Центр космических и ракетных систем — SMSC и Космическое ко- командование ВВС. Разработку и летные испытания новой МТКС, оператив- оперативность запуска которой определяется 12—48 ч, планируется провести в ближайшие 10—12 лет. При ее создании будет ак- активно использоваться научно-технический задел, освоенный
38 ДИЬ» А. ШУМИЛИН специалистами NASA в рамках различных инновационных программ. На начальном этапе эксплуатации в качестве первой ступе- ступени новой МТКС должны использоваться разгонные блоки ра- ракетного типа. В более отдаленной перспективе предполагается создать гиперзвуковые самолеты-разгонщики с воздушно-реак- воздушно-реактивными или комбинированными двигателями. При запуске подобные транспортные системы должны обеспечить разгон ор- орбитального аппарата до скорости примерно М=12—15, после чего последний с помощью собственной силовой установки осущест- осуществит выход на околоземную орбиту. В ходе космического полета такой многоразовый трансат- трансатмосферный аппарат, получивший название «Space Maneuvering Vehicle» (SMV), планируется использовать для решения сле- следующих задач: — выведения и развертывания малых спутников массой до 540 кг; — инспектирования космических объектов, в том числе и находящихся на геостационарной орбите; — проведения разведывательно-ударных операций. После выполнения программы орбитального полета, про- продолжительность которого может достигать одного года, аппа- аппарат SMV в автоматическом режиме возвратится на Землю. Проектный облик экспериментального аппарата SMV в це- целом уже определен (хотя на концептуальном уровне ВВС про- продолжают рассматривать различные варианты, — см. вкл. 10). В рамкам программы MIST («Military Spaceplane Technology»), предусматривающей отработку технологий малогабаритных ВКС военного назначения, компания «Boeing North American» изготовила опытную модель аппарата для изучения его аэро- аэродинамических характеристик. Работы по созданию изделия, получившего обозначение Х-40А, выполнялись в 1996—1997 гг. по контракту стоимостью 5,2 млн долл. Эта экспериментальная модель, представляющая собой практически полномасштабный (90%-ный) образец штатного ВКС, спроектирована по схеме низкоплана и имеет следую- следующие характеристики: длина — 6,6 м; размах крыла — 3,6 м; масса — 1,2 т. Угол стреловидности передней кромки консоль- консольной части крыла, которое изготовлено из графито-эпоксидно- го материала и алюминиевого сплава, составляет 40°. При тор- торможении и для управления моделью в плоскости крена будут
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 39 использоваться два закрылка-флаперона, а в плоскости рыс- рыскания и тангажа два цельноповоротных киля V-образного хво- хвостового оперения. Корпус аппарата обеспечивает создание 43% подъемной силы, крыло— 47%, хвостовое оперение 10%. Проекции аппарата Х-40А (размеры в метрах) Согласно расчетам, штатный аппарат SMV должен входить в плотные слои атмосферы при скорости М=15—20 с аэроди- аэродинамическим качеством, равным 1—2, и с углом атаки 35— 45°. Постепенно угол атаки будет снижаться, и перед посад- посадкой он составит 7—10°. Изделие характеризуется низким дозвуковым качеством (около 4 единиц) и низкой нагрузкой на несущую поверх- поверхность, оцениваемой примерно в 98 кг/м2 (для орбитального корабля МТКС «Спейс Шаттл» последний'параметр состав- составляет 317 кг/м2). При таких показателях торможение аппа- аппарата будет происходить чрезвычайно быстро и продолжи- продолжительность полета на глиссаде выравнивания не превысит 1 с (время прохождения внутренней глиссады у корабля МТКС «Спейс Шаттл» достигает 5 с, а посадочная скорость — 350—360 км/ч). В связи с этим для снижения ударных на- нагрузок при посадке аппарата SMV на скорости 270—280 км/ч необходимо обеспечить высокоэффективное управление мо- моментом инерции изделия.
40 ЯШ» А. ШУМИЛИН Изготовленная компанией «Boeing» модель, получившая собственное имя «Refly», предназначается для проведения брос- ковых испытаний с целью отработки методов захода на посад- посадку и приземления. Первый этап испытаний был успешно вы- выполнен в августе 1998 г. на базе ВВС Холломан (шт. Нью-Мек- Нью-Мексико). Тогда полет аппарата «Refly» выполнялся примерно по той же траектории, что и посадка корабля МТКС «Спейс Шаттл» — крутая внешняя глиссада и пологая внутренняя. С помощью вертолета UH-60 «Black Hawk» на тросе длиной 21 м модель была поднята на высоту 2,7 км; для обеспечения ее устойчи- устойчивого положения при транспортировке применялся парашют диаметром 2,1 м. Отделение аппарата от вертолета было осу- осуществлено при горизонтальной скорости 300 км/ч. Заход на посадку с наклоном 22° выполнялся по данным бортовых инер- циальных приборов и по сигналам навигационных спутников системы GPS. На высоте около 260 м изделие перешло на глис- глиссаду выравнивания с углом наклона 1,5е и снизило скорость до посадочной величины. Общая продолжительность полета составила 90 с (вкл. 7—9). Следующий этап отработки аппарата Х-40А, включивший в себя семь бросковых испытаний, был успешно осуществлен весной 2001 г. на базе ВВС Эдвардз. Данные полеты проводи- проводились уже в рамках проекта Х-37, который выполнялся NASA с целью создания и натурных испытаний ключевых техноло- технологий перспективных ВКС (см. Часть 2). Поскольку предусмот- предусмотренный этим проектом экспериментальный аппарат, рассчи- рассчитанный на реальный орбитальный полет с последующим воз- возвращением на Землю, создается на базе модели Х-40А, то она была передана NASA во временное пользование. Перед очередным этапом испытаний, отличавшихся повы- повышенной сложностью, модель прошла некоторую модернизацию. В частности, на изделии была установлена усовершенствован- усовершенствованная система наведения, компьютеризированная система оцен- оценки набегающего потока CADS (Computer Air Data System), уси- усилено шасси и т.п. Для управления аппаратом Х-40А использовалась малога- малогабаритная комбинированная система наведения MIGITS (Miniature Integrated GPS/INS Tactical System), обрабатываю- обрабатывающая показания бортовых инерциальных блоков и сигналы с пяти навигационных спутников GPS (полученные со спутни-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ДЕ» 41 ков данные сравниваются и по четырем лучшим показателям определяется местоположение изделия). Кроме того, при запусках модели Х-40А проводились ис- испытания опытного образца комбинированной системы наведе- наведения SIGI (Space Integrated GPS/INS), предназначенной для применения в составе перспективных ВКС. В ходе полетов си- система SIGI не была включена в контур управления изделием и функционировала в холостом режиме; при этом не было за- зафиксировано ни одного ее сбоя, а точность измерений превы- превысила установленные проектным заданием характеристики. Для проведения второго цикла летной отработки аппарата Х-40А использовался более мощный вертолет СН-47 «Chinook», позволивший увеличить как скорость, так и высоту сброса изделия. Максимальная эквивалентная скорость и высота от- отделения, зафиксированные при этих испытаниях, составили 477 км/ч и 4,55 км соответственно. Отличительной особенностью выполненного этапа стало смяг- смягчение требований по метеорологическим условиям. Ограниче- Ограничения на ветровые нагрузки на высоте сброса и у поверхности земли определялись следующими параметрами: скорость встреч- встречного ветра— 53,6 и 27,7 км/ч, попутного— 96,2 и 27,7 км/ч, бокового — 70,3 и 23 км/ч соответственно. При всех испытаниях отделение аппарата Х-40А произво- производилось по курсу прямого захода на посадку с допустимым от- отклонением от центральной линии посадочной полосы ± 90 м и на расстоянии 7,44 км ± 1 км от ее начала. В ходе первого полета сброс изделия был осуществлен при скорости 163 км/ч. Не выполняя никаких маневров при пла- планировании, модель развила скорость 460 км/ч, на высоте 45 м было выпущено шасси, посадку же на аэродромную полосу аппарат выполнил при скорости 283 км/ч. Общая продолжи- продолжительность полета составила 74 с, для полной остановки изде- изделия после пробега длиной 2,1 км потребовалось еще 45 с. Практические данные об условиях гиперзвукового полета перспективных ВКС после схода с орбиты военные специалис- специалисты планируют получить в ходе реального космического поле- полета аппарата Х-37, сроки которого пока не определены. В то же время, учитывая значимость, которая придается в после- последние годы созданию трансатмосферных ракетопланов, не ис- исключается возможность форсирования работ по этому проек- проекту и по программе SMV в целом.
42 А. ШУМИЛИН На первом этапе эксплуатации аппарата SMV компания «Boeing» предлагает в качестве средства его выведения исполь- использовать разрабатываемую ею ракету «AirLaunch» («Воздушный старт»), запускаемую с борта самолета «Боинг-747». Эта РН представляет собой сборку двух РДТТ «Кастор-120» с неболь- небольшим разгонным блоком (все двигатели для системы заказаны фирме «Thiokol»). При этом первая ступень оснащается тре- треугольным крылом и хвостовым оперением. Авиационно-космическая система «AirLaunch» Полет ракеты «AirLaunch» должен проводиться по следую- следующей схеме. Отделение от самолета-носителя планируется вы- выполнять на высоте 5,4—9 км при скорости М=0,7—0,75. После свободного планирования в течение 30—40 с, необходимых для безопасного удаления самолета на расстояние 6,5—8 км, будет осуществлен запуск РДТТ первой ступени (к этому моменту высота полета изделия снизится на 600—900 м). При достиже- достижении скорости М=0,92 (примерно на 5-й секунде полета) произ- производится сброс, крыла и блока хвостового оперения. К достоинствам авиационно-космического комплекса «AirLaunch» следует отнести широкие возможности по форми- формированию Ьрбит с различными наклонениями, высокую мобиль- мобильность и оперативность применения. Кроме того, в отличие от обычных средств выведения наземного базирования, имеющих достаточно ограниченные по времени интервалы для осуществ-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «¦¦& 4 3 ления стартов, данная ТКС позволит практически круглосуточ- круглосуточно производить запуски аппаратов на любые орбиты. В то же время прорабатываются и другие варианты транс- транспортных систем воздушного старта. В 2001 г. специалисты Исследовательской лаборатории ВВС AFRL (Air Force Research Laboratory) получили патент на «пневматический контейнер модульного типа для запуска ракет с борта самолета» (modular cargo aircraft pneumatic launch tube). Габариты предлагаемого контейнера допускают размеще- размещение в нем легкой ракеты-носителя с небольшим крылатым аппаратом. В отличие от модели Х-37 этот ВКС должен иметь более простую конструкцию. В частности, для его приземле- приземления предлагается использовать парашютную систему. Отказ от самолетной посадки на аэродромную полосу не только сни- снизит массу изделия (из-за отсутствия шасси), но и существенно расширит диапазон траекторий спуска. Спроектированный контейнер может применяться в соста- составе обычных транспортных самолетов типа С-141В, С-5Аили С-17А. Старт ракеты рассчитывается производить на высоте 12 км при скорости 850 км/ч. Такие начальные условия по- позволят примерно на 10% повысить грузоподъемность транс- транспортной системы. За счет универсальной конструкции контейнера планиру- планируется существенно сократить период предстартовой подготов- подготовки — на его монтаж в грузовом отсеке самолета отводится око- около суток. При этом затраты, связанные с обеспечением стар- старта, оцениваются в 3—5 млн долл. Концепция новой авиационно-космической системы нахо- находится на начальной стадии проработки. Для завершения про- проектных изысканий и подготовки к производству опытных мо- моделей системы, в том числе и ВКС, в течение ближайших че- четырех лет потребуется израсходовать около 500 тыс. долл. Общая же стоимость программы оценивается в 200 млн долл. В перспективе для выведения аппаратов SMV планируется применять более мощные разгонные ступени. Компания «Boeing» подготовила проект транспортной системы вертикального взлета и посадки. По своей схеме эта ступень аналогична эксперимен- экспериментальному аппарату «Delta Clipper-X» (DC-X), который был раз- разработан и испытан компанией в начале 1990-х годов. Сборка та- такой системы с аппаратом SMV, изучавшаяся в рамках програм- программы ITT, получила название «Flying System Tested».
44 ¦»» А, ШУМИЛИН По заказу ВВС компания «Lockheed Martin» также выпол- выполнила аналогичные изыскания по первой ступени военной МТКС. Наиболее предпочтительным был признан вариант со- создания ракетоплана на базе аппарата Х-33 с вертикальным стартом и горизонтальной посадкой. Данное изделие разраба- разрабатывалось компанией для NASA в 1996—2001 гг. (Описания аппаратов DC-X и Х-33 представлены в главе 4.) Наиболее оптимальной, но и самой сложной для реализа- реализации схемой стартовой ступени МТКС является гиперзвуко- гиперзвуковой самолет-разгонщик, оснащенный силовой установкой с ВРД. Несмотря на то что сроки реализации подобных проек- проектов в настоящее время ориентировочно определяются 2020— 2030 гг., концептуальные и проектно-конструкторские иссле- исследований по таким трансатмосферным аппаратам ведутся уже достаточно долго. В 1998 г. были опубликованы результаты работы специалис- специалистов Ливерморской национальной лаборатории им. Лоуренса LLNL (Lawrence Livermore National Laboratory) no гиперзвуковому са- самолету «HyperSoar» («Гиперзвуковое планирование»), который может стать основным элементом перспективной ТКС военного назначения (вкл. 11). Новый аппарат проектировался как мно- многоцелевая система, способная в автоматическом режиме опера- оперативно решать различного рода задачи, в том числе: проведение разведывательно-ударных операций (предполагается, что изде- изделие будет выходить в любой район планеты за два часа), разгон боевых платформ с различным вооружением, разгон ракетных блоков с космическими аппаратами, транспортировка грузов, в том числе коммерческая, и т.п. Аппарат «HyperSoar», рассчитанный на горизонтальный старт и посадку, будет иметь следующие характеристики: — взлетная масса — 225 т; — масса топлива — 156,2 т; — «сухая» масса — 52,5 т, в том числе: масса конструк- конструкции — 42,72 т, масса двигательной установки — 9,78 т; — длина — 65 м; — ширина — 24 м; — масса полезного груза: при доставке на расстояние 10 тыс км — 45 т, при доставке на расстояние 14 тыс км — 5 т,
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЬ 4 5 при выведении на околоземную орбиту высотой 500 км — 13,5 т. Аппарат «HyperSoar» должен оснащаться комбинирован- комбинированной силовой установкой, способной работать в режиме как ракетного, так и воздушно-реактивного двигателя. Старт из- изделия обеспечат кислородно-водородные ЖРД, работающие с некоторым потреблением атмосферного кислорода. После разгона аппарата до скорости М=2—3 установка будет после- последовательно переключаться в режимы ПВРД, СПВРД и обыч- обычного ЖРД. При достижении скорости М=10 на высоте примерно 40 км двигатели будут отключены, и аппарат перейдет в планирую- планирующий полет по волнообразной траектории на высотах 40—60 км, то есть на границе атмосферы *. Для обеспечения требуемой дальности и бокового маневра на каждом цикле в нижней точки траектории должны производиться запуски силовой установ- установки в режиме СПВРД. Ожидается, что включение двигателей продолжительностью около 20 с придется проводить через каж- каждые 400 км. Если же задачей полета является выведение спутников на орбиту, то разгонный блок с этими объектами будет отделяться от самолета в конце первого активного участка после достиже- достижения скорости М=12. При этом удельные затраты на транспор- транспортировку грузов в космос не должны превысить 2200 долл./кг. Волнообразная (или рикошетирующая) траектория движе- движения аппарата «HyperSoar» позволит снизить тепловые нагруз- нагрузки на изделие. Поскольку большую часть времени полета (око- (около 65%) изделие будет находиться за пределами атмосферы, то это даст возможность не только уменьшить аэродинамиче- аэродинамический нагрев, но и увеличить продолжительность радиацион- радиационного теплообмена. Максимальная температура на носке аппа- аппарата, передних кромках несущих поверхностей и воздухоза- воздухозаборников составит около 1650 °С. Ключевой же проблемой при разработке аппарата «Hyper- Soar» считается создание комбинированной силовой установ- * Подобные аппараты иногда называются «волнолетами» (Waverider). В то же время в теории гиперзвуковой аэродинамики это же понятие относится к особой формы аппаратам, аэродинамическое качество кото- которых обеспечивается системой присоединенных скачков уплотнения (удар- (ударных волн)^
46 «*^» А, ШУМИЛИН ки с тяговооруженностью 20—30 единиц. В качестве базового изделия для расчета самолета был принят проект ракетно-пря- моточного двигателя «Strutjet», который разрабатывается фир- фирмой «Aerojet» по заказу NASA. Энергетические характерис- характеристики данной установки оцениваются как умеренные, в част- частности показатель ее тяговооруженности составляет 23 единицы. Согласно заявлениям представителей Лаборатории LLNL для создания масштабной модели аппарата «HyperSoar» в те- течение 3—5 лет необходимо около 500 млн долл. После получе- получения от независимых экспертов положительной оценки о реа- реализуемости проекта руководство Стратегического командова- командования США рекомендовало Управлению перспективных разработок Министерства обороны DARPA (Defense Advanced Research Projects Agency) поддержать в финансовом отноше- отношении работы по созданию демонстрационного образца этой транс- транспортной системы. Практическая реализация этого проекта началась летом 2002 г. с рассылки промышленным компаниям запроса на под- подготовку предложений по масштабной модели аппарата «HyperSoar». Из требований, определенных Управлением DARPA для новой ТКС, в печати публиковались следующие: — система эксплуатируется в пилотируемом режиме; — максимальная скорость полета М=10; — диапазон высот планирования 30—60 км; — масса полезного груза, доставляемого на низкую орбиту с использованием дополнительных разгонных блоков, 1 т. В 1999 г. ВВС приступили к изучению проектного облика стратегического бомбардировщика нового поколения, которым в 2030-х годах предполагается заменить самолеты В-52 и В-2. Наряду с беспилотными дозвуковыми ударными системами, запускаемыми с самолета-носителя, сверхзвуковыми бомбар- бомбардировщиками традиционных схем (вкл. 12) рассматриваются и гиперзвуковые аппараты типа «HyperSoar». В ходе первого этапа работ, продолжавшегося с лета 1999 г. до середины 2000 г., по контрактам Боевого командования ВВС (Air Combat Command) три компании «Boeing», «Lockheed Martin» и «Northrop Grumman» разрабатывали общую кон- концепцию новой боевой системы. В качестве основных требова- требований, которым должна удовлетворять перспективная ударная
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ШЖ> 4 7 система FSV («Future Strike Vehicle»), иногда называемая FSA («Future Strike Aircraft»), были указаны лишь стартовая мас- масса 140 т и масса боевой нагрузки 4,5—27 т. Проекты сверхзвукового (внизу) и гиперзвукового бомбардировщи- бомбардировщиков фирмы Northrop Grumman. Планом последующих работ по системе FSV предусматри- предусматривается подготовка и сравнение вариантов общей компоновки изделия с силовой установкой, а также выполнение расчетов по определению оптимального соотношения показателей ско- скорости и малозаметности. Кроме того, намечается провести об- общий анализ перспектив развития авиационного вооружения с оценкой эффективности их использования в составе летатель- летательных аппаратов того или иного типа. Концептуальные исследования по перспективной ударной системе ВВС планируют вести в течение ближайшего десяти- десятилетия, с тем чтобы к 2013—2014 гг. более детально сформули- сформулировать требования к будущему изделию..Окончательный вы-
48 ДЬ> А. ШУМИЛИН бор схемы нового бомбардировщика и головного разработчика планируется сделать ориентировочно в 2020 г.; а первые са- самолеты должны поступить в вбйска после 2034 г. Общая сто- стоимость только проектных работ по изделию оценивается в 35 млрд долл. Учитывая продолжительный период разработки, в течение которого промышленность сможет создать и освоить широкий спектр новейших технологий, многие обозреватели считают, что в наибольшей степени ожидаемым требованиям будут удов- удовлетворять гиперзвуковые самолеты, способные в течение не- нескольких часов выходить в любой район планеты для выпол- выполнения боевой задачи. Обеспечению подобных возможностей, соответствующих выдвинутой в середине 1990-х годов концепции «Глобальная досягаемость— глобальная мощь» («Global Reach— Global Power»), в последнее время придается все большее значение, так как в связи с изменениями политической ситуации в мире США вынуждены сокращать число своих зарубежных баз. Кроме того, поскольку полеты подобных аппаратов проходят практически за пределами атмосферы, то это не потребует про- проведения дипломатических переговоров с третьими странами о предоставлении воздушных коридоров. К наиболее сложным техническим проблемам создания ги- гиперзвуковых самолетов тяжелого класса относят разработку высокоэффективных двигательных установок, новых конструк- конструкционных материалов и «всепогодных» теплозащитных покры- покрытий; обеспечение высокой надежности и живучести бортовых систем. Помимо распространенных схем силовых установок (на базе СПВРД и комбинированных двигателей) в рамках проек- проекта FSV планируется провести исследования и по более экзо- экзотичным типам двигателей, например с электромагнитными генераторами. В целях снижения риска при реализации программы FSV ВВС изучают возможности создания к 2015 г. автоматическо- автоматического трансатмосферного аппарата SOV (Space Operating Vehicle), который рассматривается в качестве опытного прототипа ги- гиперзвукового ударного средства. Практически этот аппарат, рассчитанный на крейсерскую скорость М=15, предполагает- предполагается использовать в качестве первой ступени для выведения в космос различных объектов, в том числе и ВКС.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^Ш- 4 9 Транспортная система SOV с аппаратом SMV По сравнению с современными ТКС аппарат SOV должен характеризоваться 10-кратным увеличением вероятности ус- успешного выполнения полета, пятикратным увеличением час- частоты запусков, 50%-ным снижением эксплуатационных затрат, 20%-ным увеличением функциональных возможностей и т.п. Кроме того, предполагается обеспечить возможность всеази- мутального запуска системы, а также добиться высокой ма- маневренности изделия для возвращения к месту старта. Основные требования к аппарату SOV еще не сформулиро- сформулированы. Для нужд ВВС оптимальным показателем* грузоподъем- грузоподъемности изделия является 6,8 т, тогда как NASA, занимавшееся аналогичными разработками, предлагало более мощную ТКС, способную обеспечить доставку на околоземную орбиту объек- объектов массой до 22,7 т, в том числе и модули с астронавтами. Не определен и проектный облик аппарата в целом. Руко- Руководство программы SOV выражает готовность принять от про- промышленных компаний на рассмотрение как двухступенчатые схемы, наименее сложные для реализации, так и одноступен- одноступенчатые системы типа гиперзвуковых аппаратов DC-X или Х-33. Основным же критерием для сравнения предложенных вариантов будут не традиционные удельные затраты на выве- выведение грузов на орбиту, а продолжительность и стоимость пред- предполетной подготовки. В 2003 г. ВВС и Управление DARPA, проанализировав соб- собственные разработки и предложения промышленных компа-
50 Д^ А. ШУМИЛИН ний, подготовили общий план поэтапного создания перспек- перспективной ударной системы, способной в течение двух часов по- поражать цели на удалении 17 тыс. км. В соответствии с пред- предложенной концепцией, получившей название FALCON («Со- («Сокол», или по расшифровке аббревиатуры — Force Application and Launch from CONUS — «Применение силы при запуске с континентальной части США»), основным элементом будущей боевой системы должна стать малогабаритная планирующая платформа CAV (Common Aero Vehicle — «Унифицированный летательный аппарат»). При массе 900 кг данный ВКС, про- проектные работы по которому ведутся в рамках секретного про- проекта Х-41, должен нести боезаряд массой до 452 кг, то есть две обычных авиационных бомбы калибра 226 кг (отсюда и определение аппарата — «унифицированный»). За счет пла- планирующего спуска изделия точность поражения цели предпо- предполагается обеспечить не хуже 3 м, а скорость подлета бомбы должна составить около 1*2 км/с. На первом этапе эксплуатации (ориентировочно после 2010 г.) запуски аппаратов CAV будут осуществляться одно- одноразовыми ракетами-носителями (одно изделие на одной раке- ракете); к 2025 г. предполагается создать многоразовый гиперзву- гиперзвуковой самолет-разронщик HCV (Hypersonic Cruise Vehicle), спо- способный в автоматическом режиме выводить на суборбитальные траектории несколько таких платформ или другое высокоточ- высокоточное оружие общей массой до 5,4 т. Эскизное проектирование ракет для системы FALCON на- началось в конце 2003 г. в рамках программы «Operationally Responsive Spacelift» (ORS — «Оперативные средства выведе- выведения»). Тогда к работам по программе было привлечено девять фирм, с каждой из которой были заключены контракты сто- стоимостью по 350—540 тыс. долл. В качестве основных требований к новым транспортным системам, которые также будут использоваться для выведе- выведения военных спутников легкого класса, в зарубежной печати приводятся следующие: — при запуске аппаратов CAV: поражение цели в любом районе Земли в течение 45—60 мин, оперативность проведения запуска после 24-часовой предстартовой готовности — 2 ч, про- пропускная способность наземных служб 16 стартов в сутки; — при выведении КА: грузоподъемность 450 кг (на круго- круговой орбите высотой 160 км); стоимость запуска 5 млн долл.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «¦¦& 51 при интенсивности эксплуатации 20 стартов в год, оператив- оперативность проведения запуска после 24-часовой предстартовой го- готовности — 24 ч. Летом 2004 г. после рассмотрения поступивших от подряд- подрядчиков предложений Управление DARPA и ВВС отобрали че- четыре компании, которые продолжат детализацию своих про- проектов: — компания «AirLaunch» разрабатывает двухступенчатую жидкостную ракету «QuickReach», сбрасываемую с транспорт- транспортного самолета С-17 (стоимость, заключенного с нею контракта на выполнение второго этапа работ, составила 11,4 млн долл.); — компания «Lockheed Martin Space Systems», проектиру- проектирует ракету с гибридными двигателями (стоимость контракта 11,6 млн долл.); — компания «Microcosm» создает ракету-носитель «Sprite» с дешевыми кислородно-керосиновыми ЖРД «Scorpius» (сто- (стоимость контракта 10,4 млн долл.); — компания «Space Exploration Technologies» («SpaceX»). Поскольку эта^фирма уже практически завершила разработку ракеты «Falcon-1» (совпадение названия ракеты и программы считается случайным), то заключенный с нею контракт сто- стоимостью 8 млн долл. предусматривает выведение в 2005 г. ма- малого военного спутника, а также проведение работ по повы- повышению оперативности запуска ракет этого семейства. Работы по второму этапу, получившему название «Rapid Launch Awards» («Контракты на ракеты оперативного за- запуска»), продлятся 10 месяцев; по их результатам будет выбран один или два подрядчика для изготовления летных образцов и проведения в 2007 г. демонстрационных полетов своих ракет. К работам по платформе CAV и гиперзвуковому самолету- разгонщику HCV были привлечены четыре компании «Andrews Space», «Boeing», «Lockheed Martin Aeronautics» и «Northrop Grumman Air Combat Systems»; стоимость заключенных с ними контрактов находилась в пределах 1,2—1,5 млн долл. Сроки летных испытаний экспериментальных образцов аппаратов CAV B006—2007) несколько опережают график рз?от по но- новым ракетам; поэтому для их проведения намечается исполь- использовать уже имеющиеся транспортные системы. Запуски аппа- аппаратов будут осуществляться либо с базы Ванденберг, либо с острова Кадьяк в направлении тихоокеанского атолла Квад-
52 ДИЬ» А. ШУМИЛИН жалейн, являющегося центром Испытательного полигона сис- систем ПРО им. Р. Рейгана. Головным исполнителем работ второго этапа программы создания самолета HCV стала группа фирм во главе с компа- компанией «Lockheed Martin Aeronautics» (Палмдейл, шт. Калифор- Калифорния). Летом 2004 г. с последней был заключен шестимесяч- шестимесячный контракт стоимостью 8,36 млн долл. на эскизное проек- проектирование изделия. На этом этапе основное внимание подрядчиков, среди которых числятся фирмы «Aerojet», «Alliant Techsystems GASL» и «Pyrodyne», будет уделено про- проблемам создания термостойких материалов для силовой кон- конструкции самолета, эффективной теплозащиты, усовершенство- усовершенствованных систем управления, наведения, стабилизации, выбору двигательной установки и оптимизации аэродинамической формы аппарата. По предварительным оценкам, самолет HCV проектируется по схеме «волнолета» с профилированным несущим корпусом, обеспечивающим аэродинамическое качество, равное 6—7 еди- единиц. После горизонтального взлета аппарат с полной боевой нагрузкой E,4 т) должен осуществлять полет на высоте 40 км с крейсерской скоростью М=10. Основным компонентом силовой установки самолета-раз- гонщика должны стать СПВРД, разработкой которых занима- занимается компания «Aerojet». Отличительной особенностью новых двигателей Станет воронкообразный воздухозаборник, обеспе- обеспечивающий трехмерное сжатие потока в воздушном канале. В сравнении с достаточно освоенными СПВРД с двухмер- двухмерными (прямоугольными) воздухозаборниками, двигатели по- подобной схемы, несмотря на более сложную конструкцию, име- имеют ряд важных преимуществ: более плотную компоновку, уменьшающую аэродинамическое сопротивление и теплопри- ток к корпусу, лучшие показатели по восстановлению давле- давления, что в целом приводит к уменьшению массы самолета. В 2005 г. после стендовой отработки экспериментальных об- образцов СПВРД компания «Aerojet» совместно с австралий- австралийским консорциумом Australian Hypersonic Initiative плани- планируют осуществить испытания двигателя при запусках высот- высотных ракет. Вероятно, по результатам этих испытаний Управление DARPA и ВВС будут принимать решение о строительстве и проведении демонстрационных полетов опытных моделей са-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ 5 3 молета HCV. Стоимость работ этого этапа продолжительнос- продолжительностью 30 месяцев оценивается в* 97 млн долл. Для проведения летных испытаний предполагается изго- , товить экспериментальные модели трех типов. Первая из них — HTV-1 («Hypersonic Test Vehicle») с аэродинамическим каче- качеством 2,5 — рассчитывается на автономный полет в течение 800 с (срок испытаний — 2007 г.). Через два года намечается осуществить запуски двух аппаратов HTV-2 с улучшенными летными характеристиками. К завершающему этапу испыта- испытаний предполагается подготовить две многоразовые модели HTV- 3 с аэродинамическим качеством 4—5. Важной особенностью программы FALCON является актив- активное финансовое участие в ней NASA. В начале 2004 г., несмотря на жесткие бюджетные ограничения в связи с проработкой кон- концепций пилотируемых полетов к Луне, на предварительные исследования по проектируемым военным системам агентством было выделено 355 тыс. долл. Через некоторое время NASA выразило готовность предоставить разработчикам уже 10 млн долл., большая часть из которых (8 млн долл.) остались неиз- неизрасходованными от программы «Next Generation Launch Technology» (NGLT), выполнявшейся совместно с ВВС с целью создания новых технологий для ТКС нового поколения. Око- Около 2 млн долл. NASA планирует выделить из собственного бюд- бюджета 2005 ф.г. Однако для осуществления этих трансферов еще требуется разрешение Конгресса. 3 РАЗРАБОТКА ПЕРСПЕКТИВНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ Одним из основных элементов ТКС, определяющим ее важ- важнейшие технико-эксплуатационные и экономические показате- показатели, является двигательная установка. (Для одноразовых ракет стоимость маршевых двигателей составляет примерно 50% от стоимости всего изделия.) В связи с этим вопросам совершен- ствования элементной базы двигателей как транспортных сис- систем, так и космических аппаратов уделяется особое внимание. В 1996 г. начались работы по межведомственной комплекс- комплексной программе «Integrated High Payoff Rocket Propulsion Technology Program» (IHPRPTP), направленной на создание но-
54 ДИЬ» А. ШУМИЛИН вых технологий для ракетных двигателей различных типов *. В ре- результате проведения качественной модернизации силовых уста- установок к 2010 г. предполагается вдвое увеличить грузоподъемность ТКС, существенно сократив при этом затраты на их запуски. В период 1996—2010 гг. на программу IHPRPTP намеча- намечается израсходовать около 1,8 млрд долл., из которых 950 млн долл. должны поступить из бюджета Министерства обороны, 450 млн долл. — от NASA, а остальные 400 млн долл. — от промышленных компаний. Подготовительные работы по проекту начались с рассыл- рассылки специализирующимся на разработке реактивных двигате- двигателей фирмам предложений по составлению собственного плана развития двигателестроения ARPP (Advanced Rocket Propulsion Plan). На основе полученных данных был составлен Нацио- Национальный план развития ракетного двигателестроения NRPP (National Rocket Propulsion Plan), который в общих чертах определил сроки выполнения этапов программы и источники финансового обеспечения работ. Наиболее приоритетными направлениями исследований, предусмотренных программой IHPRPTP, признаны следующие: — двигательные установки средств выведения и разгонных блоков; — бортовые двигательные установки космических аппаратов; — маршевые двигатели боевых систем. Программа IHPRPTP, ведущая роль в реализации которой принадлежит Исследовательской лаборатории ВВС AFRL (база ВВС Кертленд, шт. Нью-Мексико), разбита на три пятилетних этапа. По завершении каждого из них предполагается добить- добиться определенного улучшения основных технических показа- показателей двигательных установок (табл. 1.1). * Программа IHPRPTP продолжает серию американских крупно- крупномасштабных инициатив по улучшению элементной базы авиационных двигателей. Так, например, с середины 1980-х годов ведутся, и весьма успешно, работы по программе «Integrated High Performance Turbine Engine Technologies» (IHPTET), направленной на повышение энергети- энергетических и экономических характеристик газотурбинных силовых уста- установок. В 2000 г. была утверждена новая долгосрочная программа. Versatile Affordable Advanced Turbine Engine (VAATE) с примерно схо- схожими задачами. Однако в ходе реализации последнего проекта основ- основное внимание будет уделяться повышению эксплуатационных харак- характеристик ВРД, применяемых в боевой авиационной технике.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 55 Таблица 1.1 Поэтапное улучшение характеристик двигательных установок, предусмотренное программой IHPRPTP 2000 г. 2005 г. 2010 г. Средства выведения и разгонные блоки Снижение уровня отказов Повышение конструктивного совершенства РДТТ Повышение удельного импульса, с Снижение стоимости конструкции Снижение стоимости обслуживания Повышение тяговооруженности ЖРД Число полетов в составе МТКС 25% 15% 14 15% 15% 30% 20 50% 25% 21 25% 25% 60% 40 75% 35% 26 * 35% 35% 100% 100 Бортовые двигатели космических аппаратов Повышение соотношен-ия суммарного уд. импульса к общей массе двигателя — для электростатических ЭРД — для электромагнитных ЭРД Повышение удельного импульса — для двухкомпонентных двигателей — для однокомпонентных двигателей — для гелиотермических двигателей Повышение конструктивного совершенства гелиотермических двигателей 20% 200% 5% 30% 10% 15% 35% 500% 10% 50% 15% 25% 75% 1250% 20% 70% 20% 35% Двигательные установки тактических боевых систем Повышение энергетических характеристик Повышение конструктивного совершенства (без управления вектором тяги и дросселирования) Повышение конструктивного совершенства (с управлением, вектором тяги и дросселированием) 3% 2% 10% 7% 5% 20% 15%. 10% 30%
56 ЯШ» А. ШУМИЛИН За счет улучшения характеристик двигательных устано- установок на каждом этапе планируется получить определенный эко- экономический эффект: — 1 этап — 1996—2000 гг. При начальных затратах в 306 млн долл. экономия финансовых средств должна составить 6,3 млрд долл; — 2 этап— 2001—2005 гг. Инвестиции— 428 млн долл., экономия — 12,6 млрд долл; — 3 этап— 2006—2010 гг. Инвестиции— 490 млн долл., экономия — 18,8 млрд долл. В целом к 2010 г. за счет разработки новых силовых уста- установок ТКС стоимость выведения грузов в космос предполага- предполагается снизить на 33%, а сроки активного существования спут- спутников и их возможности по маневрированию на орбите увели- увеличить на 45% и 500% соответственно. К наиболее крупным проектам, которые выполняются в рамках программы IHPRPTP, относятся следующие. Проект Integrated Powerhead Demonstrator (IPD) предпола- предполагает создание демонстрационного образца кислородно-водород- кислородно-водородного двигателя тягой 113 т для перспективных МТКС. По срав- сравнению с двигателем SSME системы «Спейс Шаттл» стоимость обслуживания нового ЖРД, ресурс которого определен в 100 по- полетов, планируется снизить в 10 раз. Степень дросселирования тяги нового двигателя должна составить 5:1, что позволит эф- эффективно его использовать и на верхних ступенях. Для обеспечения заданных характеристик требуется созда- создание новой элементной базы ЖРД, в первую очередь газогене- газогенератора, работающего на смеси с избытком окислителя (что для американского двигателестроения является нетрадиционным решением), камеры сгорания и турбонасосных агрегатов пода- подачи компонентов. По сравнению с ТНА окислителя двигателя SSME при разработке турбонасосного агрегата нового ЖРД намечается обеспечить 14%-ное снижение относительной мас- массы, 9-кратное уменьшение числа сборочных элементов и 5-крат- 5-кратное снижение стоимости изготовления. Для ТНА горючего эти показатели должны быть следующими: 33%-ное снижение от- относительной массы, 7-кратное уменьшение числа сборочных элементов и 4-кратное снижение стоимости. Контракты на разработку демонстрационного образца но- нового ЖРД были заключены в 1994 г. с фирмами «Rocketdyne»
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИЕ> 5 7 и «Aerojet». Первая из них занимается общей компоновкой двигателя, а также проектированием ТНА и форсуночной го- головки, вторая разрабатывает газогенераторы, камеру сгора- сгорания и сопло. Ключевыми вопросами обеспечения высокого ресурса дви- двигателя IPD являются повышение износостойкости лопаток тур- турбин и подшипников ТНА. Для решения первой проблемы фир- фирма «Aerojet» проектирует газогенераторы, работающие при меньших температурах, а компания «Rocketdyne» предпола- предполагает использовать в ТНА гидростатические подшипники. В конце 2003 г. подрядчики провели стендовые испытания своих узлов; комплексные же испытания опытного образца ЖРД должны состояться в 2005 гг. на технической базе Цент- Центра Стенниса. В итоге общие затраты на программу IPD должны соста- составить 130 млн долл. Полученные в ходе ее реализации резуль- результаты и технологии будут использоваться всеми участниками проекта: ВВС, NASA и промышленными компаниями. В част- частности, специалисты NASA рассматривают возможности уни- универсального применения нового ЖРД: как на разгонных сту- ступенях перспективных ТКС, так и в составе межпланетных пи- пилотируемых аппаратов. Проект «Advanced Expander Cycle Upper-Stage Engine», выполняемый фирмой «Pratt and Whitney», имеет цель созда- создание нового кислородно-водородного ЖРД, работающего по так называемому испарительному циклу (expander cycle). В подоб- подобных двигателях, применяемых на верхних ступенях, ТНА при- приводится в действие не газогенераторным газом, а газифициро- газифицированным водородом, прошедшим «рубашку» охлаждения сопла. Отсутствие такого элемента, как газогенератор,» значительно упрощает конструкцию ЖРД и соответственно повышает его надежность. По сравнению с базовым изделием, выпускаемым назван- названной фирмой, — двигателем RL-10A-3—ЗА, характеристики но- новой модели должны существенно улучшиться: тяга возрасти с 7,5 т до 22,6 т, тяговооруженность — с 54 до 71 единицы, удель- удельный импульс в вакууме — до 446 с, надежность — на 25—52%, а стоимость изготовления при этом планируется снизить на 15%. Одним из возможных путей обеспечения требуемых харак- характеристик считается повышение эффективности охлаждения
58 ДИ^ А. ШУМИЛИН камеры сгорания и сопла за счет применения нового конст- конструкционного материала. Если эти элементы двигателя RL- 10 изготавливаются из стальных трубок, то для проектируе- проектируемого ЖРД они разрабатываются из медного сплава PWA 1177, усиленного дисперсией окисла (oxide-dispersion-strengthened copper alloy). За счет лучшей теплопроводности при равной со стальной «рубашкой» прочности этот сплав позволит увели- увеличить давление в камере сгорания с 33 до 97 кг/см2. Первые испытания опытного образца ЖРД, стоимость раз- разработки которого оценивается в 25 млн долл., должны состо- состояться после 2005 г. Параллельно с освоением технологической базы по програм- программе IHPRPTP фирма «Pratt and Whitney» ведет проектирова- проектирование эксплуатационного образца нового двигателя. Первоначаль- Первоначально рассматривался вариант создания модели RL-50 тягой 23 т, то есть соответствующей экспериментальному изделию. Одна- Однако позднее, вероятно с учетом тенденции увеличения массы стационарных спутников связи, к разработке был утвержден двигатель RL-60 тягой 27 т. Важной особенностью проекта RL-60 является участие в нем зарубежных организаций: шведской компании «Volvo Aero», разрабатывающей сопло с фрезерованными каналами охлаж- охлаждения, японской фирмы «Ishikawajima-Harima Heavy Indu- Industries» (IHI), ответственной за поставку турбонасосного агре- агрегата подачи горючего, и российского Конструкторского бюро «Химавтоматика», проектирующего турбонасосный агрегат окислителя. При успешном завершении проекта в 2005 г. фирма «Pratt and Whitney» планирует предложить новый ЖРД для исполь- использования в составе ракет «Атлас-5» и «Дельта-4». В качестве примера проекта, полностью завершенного на первом этапе программы IHPRPTP, можно привести создание фирмой «Thiokol» модифицированного варианта твердотоплив- твердотопливного двигателя «Кастор-120» (этот РДТТ с тягой 168 т в ваку- вакууме применяется в настоящее время на первых ступенях ра- ракет «Афина» и «Таурус», — см. Главу 6). Отличительными особенностями нового двигателя, стендовые испытания кото- которого были успешно проведены осенью 2000 г., являются: бо- более легкий и дешевый корпус, изготовляемый, как и для ба- базового изделия, из композиционных материалов, топливный заряд с улучшенными энергетическими характеристиками, а
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИЕ» 5 9 также усовершенствованная система управления тягой с но- новым механизмом поворота сопла. Дальнейшая работа фирмы «Thiokol» по программе IHPRPTP будет связана с созданием укороченной (примерно вдвое) модели двигателя «Кастор-120». Предполагается, что такой РДТТ может найти применение в качестве верхней сту- ступени различных ракет-носителей или разгонного блока КА, выводимых на околоземную орбиту с помощью МТКС «Спейс Шаттл». В рамках программы IHPRPTP исследования в области со- создания новых композиционных материалов рассматриваются как отдельное направление работ. Специалистами Лаборато- Лаборатории AFRL был освоен новый технологический процесс созда- создания дешевых углерод-углеродных материалов. Помимо сокра- сокращения времени производства с 6—8 недель до двух этот про- процесс отличается от традиционного низкими рабочими температурами A000 °С против 2400 °С), что позволит исполь- использовать в составе композитов эффективные антикоррозийные вставки из рения или керамики. Углерод-углеродные матери- материалы с подобными добавками могут успешно применяться при изготовлении термонагруженных элементов двигателя, в час- частности сопла. Одновременно с модернизацией элементной базы двигате- двигателей ведутся работы по улучшению энергетических и эксплуа- эксплуатационных характеристик используемых ракетных топлив (на- (например, по повышению плотности гидразина и снижению его токсичности), а также по созданию новых компонентов. Определенные успехи были достигнуты при решении после- последней задачи. Новое горючее — квадрициклен (quadricyclene) по своим характеристикам существенно превосходит керосин RP- 1. В частности его удельный импульс на уровне моря составля- составляет 307 с вместо 299 с, при удельном весе 0,95 против 0,8 его теп- теплотворность на 22% выше. Кроме того, разработчики надеют- надеются, что в перспективе стоимость производства квадрициклена, который уже прошел испытания на ЖРД малой тяги, удастся снизить по сравнению с обычным керосином в 10 раз. Специализированное отделение Лаборатории AFRL успеш- успешно провело работы по выделению редкого азотного катиона N5+, который при добавке к определенным топливам позволит уве- увеличить их удельный импульс до 440—445 с.
60 ЯИЬ» А. ШУМИЛИН Программой IHPRPTP также предусмотрены исследования по электро-ракетным двигателям. Компании «Atlantic Research» и «Loral» занимаются усовершенствованием Холловского ЭРД мощностью 4,5 кВт, предоставленного им российским КБ «Фа- «Факел». Основной своей целью компании видят 20-процентное увеличение отношения суммарного импульса к общей массе ЭРД. Фирмы «Busek» « «Primex Aerospace» ведут разработку холловского ЭРД мощностью 200 Вт, предназначенного для использования в составе малых спутников. Наиболее сложной проблемой в этом проекте считается создание компактных и мощных ускоряющих систем. В рамках программы IHPRPTP Лаборатория AFRL также активно сотрудничает с фирмой «Adroit Systems Inc». (ASI), занимающейся разработкой импульсных двигателей с детона- детонацией топлива. Этой фирмой проектируются двигатели двух типов: воздушно-реактивного с потреблением атмосферного кислорода PDE (Pulse Detonation Engine) и ракетного — PDRE (Pulse Detonation Rocket Engine). Первые силовые установки, работающие на углеводород- углеводородном горючем, способны эффективно функционировать начи- начиная от момента взлета до скоростей М=3—4, что делает их особенно привлекательными для использования в составе бое- боевых крылатых ракет. Двигатели PDRE предназначаются в ос- основном для космических полетов. Цикл функционирования подобных установок предусмат- предусматривает выполнение пяти основных этапов: — подачу в камеру сгорания компонентов топлива и обра- образование рабочей смеси, — срабатывание детонирующего устройства (типа автомо- автомобильной свечи зажигания), — распространение ударной волны вдоль камеры сгорания со скоростью несколько тысяч метров в секунду (для* обычно- обычного ЖРД этот параметр оценивается на два порядка ниже), — выброс продуктов горения, — восстановление исходного давления в камере сгорания перед подачей компонентов топлива. Наиболее сложными проблемами создания таких двигате- двигателей является обеспечение именно детонации топлива, а не его скоростного горения. Наибольшую значимость при этом при- приобретает стехиометрическое соотношение компонентов, размер их капель и локальный коэффициент перемешивания.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США К основным преимуществам импульсных детонационных двигателей относятся: — высокие энергетические характеристики (удельный им- импульс таких двигателей на 5—10% выше, чем у криогенных ЖРД); — простота конструкции и, соответственно, высокая надеж- надежность (компоненты топлива подаются в камеру сгорания при низком давлении, что позволяет отказаться от использования ТНА и усиленных трубопроводов (некоторого упрочнения тре- требует лишь камера сгорания, поскольку при микровзрыве дав- давление в ней увеличивается в 18—20 раз)); — низкие затраты на производство (по удельной стоимос- стоимости единицы тяги импульсные двигатели примерно в четыре раза дешевле обычных турбореактивных силовых установок E5 долл. за 1 кг тяги против 220 долл./кг); — каскадность изменения уровня тяги (практически мгно- мгновенный выход на рабочий режим и останов двигателя); — широкие возможности по дросселированию тяги. Заинтересованность в подобных двигательных установках проявляют не только ВВС, но и NASA. Каждое из этих ве- ведомств выделило на данный проект примерно по 1,5 млн долл. Начиная с 1992 г. фирма ASI осуществила свыше 500 стен- стендовых испытаний экспериментальных образцов двигателей различных типов. В феврале 2000 г. на технической базе Ла- Лаборатории AFRL фирма провела серию запусков шестикамер- ного двигателя PDRE, работающего на газообразном кислоро- кислороде и водороде. Компоновкой этого двигателя предусмотрено кольцевое расположение камер сгорания, длина которых со- составляла 90 см, а диаметр — 2,5 см. В ходе испытаний, продолжительность которых составля- составляла 10—30 с, детонация топлива в каждой камере сгорания проводилась с периодичностью 0,01 с. Так как микровзрывы в камерах выполнялись последовательно, то общая частота импульсов двигателя достигала 600 Гц, что позволило обеспе- обеспечить высокую стабильность основных характеристик изделия. Кроме того, в ходе нескольких запусков фирма ASI провела испытания двух типов сопел. В проектном отношении этот эле- элемент является одним из самых сложных узлов двигателя, так как требуется подобрать оптимальную форму для нескольких режимов работы: сверхзвукового, дозвукового, а также режи- режима «запирания» сопла, в условиях которого будет производить- производиться заполнение камеры сгорания компонентами топлива.
62 А. ШУМИЛИН Учитывая перспективность разработок импульсных дето- детонационных двигателей, компания «Pratt and Whitney» в на- начале 2001 г. выкупила у фирмы ASI ее отделение «Astronautics and Aerosciences Div»., непосредственно занимающееся дан- данной тематикой. На базе нового подразделения численностью 25 человек был создан специализированный центр — «Pratt and Whitney Seattle Aerosciences Center». Одним из первых проектов Центра стало создание экспе- экспериментального пятикамерного двигателя PDE, первые стендо- стендовые запуски которого состоялись в начале 2003 г. Испытания установки с камерами диаметром 10 см и длиной 76 см прово- проводились при скорости набегающего потока М = 2,5. Запатенто- Запатентованный фирмой золотниковый распределительный клапан, вращавшийся со скоростью 18 тыс. об/мин, обеспечивал пода- подачу в каждую камеру сгорания рабочей смеси (этилена, кисло- кислорода и атмосферного воздуха) с частотой 60 Гц. В ходе запус- запусков испытывавшийся образец двигателя развил тягу 226— 272 кг (номинальное значение тяги при полете на высоте 15 км должно составлять 680 кг). Второй этап стендовой отработки был посвящен оценке эффективности общего (для всех пяти камер) сопла двигателя. Данный проект финансируется ВМС, которые планируют использовать подобные силовые установки в составе крыла- Испытания пятикамерного двигателя PDE
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <ДВ> 6 3 тых ракет и беспилотных летательных аппаратов. Кроме того, детонационные двигатели могут стать составным элементом комбинированных установок различных типов, например ис- использоваться в качестве форсажной камеры ТРД (такая схема позволяет снизить расход топлива на 10%). Но наиболее приоритетной задачей проекта является со- создание противокорабельной ракеты с крейсерской скоростью полета М = 2,5—4 на высоте 12,2 км и дальностью действия 1300—1500 км. Согласно техническому заданию летные испы- испытания опытной модели изделия с экспериментальным двига- двигателем PDE должны состояться в 2006 г., чтобы спустя четыре года принять систему на вооружение. Учитывая сложность программы, специалисты ВМС при- привлекли к ее реализации практически все организации, зани- занимающиеся детонационными двигателями. Кроме компании «Pratt and Whitney» в работах принимают участие компании «United Technologies» и «Boeing Phantom Works». Разработка маршевых двигателей для боевых ударных си- систем является одним из важнейших направлений деятельнос- деятельности компании «Pratt and Whitney». Наибольшая значимость придается программе HyTech (Hypersonic Technology Program), предусматривающей создание СПВРД, работающего на угле- углеводородном горючем. Целью данного проекта, финансируемого из бюджета ВВС, является создание типовой двигательной установки, которая могла бы применяться в составе различных крылатых ракет. Для расчетов СПВРД были определены общие контрольные параметры ударной системы: крейсерская скорость полета — М = 7—8, дальность действия — 1350 км, вес боевой части — «несколько сотен фунтов» A фунт равен 0,453 кг). Для раз- разгона ракеты до скорости М = 4, когда можно производить включение двигателя, должны использоваться стартовые ус- ускорители. Работы по программе HyTech ведутся с 1995 г.; предвари- предварительные изыскания по проекту имели название «Hydrocarbon Scramjet Engine Technology» (HySET). К 2003 г. затраты на реализацию программы составили около 85 млн долл. Согласно условиям заключенного с Лабораторией AFRL контракта компания «Pratt and Whitney» должна разработать и провести ориентировочно в 2005 г. серию стендовых запус- запусков квалификационного образца СПВРД. Исходным техничес-
А. ШУМИЛИН Расчетный вариант гиперзвуковой ракеты с СПВРД, создаваемым по программе HyTech ким заданием летные испытания изделия не предусматрива- предусматривались. Однако компания настолько уверена в дальнейшем раз- развитии проекта, что значительный объем опытных работ по новой силовой установке финансирует из собственных фондов. Созданию экспериментальных моделей двигателя HyTech предшествовала большая работа по подготовке необходимой элементной базы. В 1997—1999 гг. компанией «Pratt and Whitney» было проведено около 700 стендовых испытаний ка- камеры сгорания СПВРД, в ходе которых варьировались режи- режимы подачи горючего; примерно такое же количество состави- составило и число продувок воздухозаборников различной конфигу- конфигурации. Подобные эксперименты выполнялись на собственной технической базе фирмы, в Лаборатории GASL, Центре Глен- на и других комплексах как гражданских, так и военных орга- организаций. Кроме того* компания «Pratt and Whitney» на собствен- собственные средства изготовила экспериментальный СПВРД, работа- работающий на этилене. Этот двигатель применялся в качестве дей- действующего прототипа для расчета будущих моделей; при его стендовых запусках скорость набегающего потока доводилась до значения М=8. Одновременно фирма «Pratt and Whitney» вела разработ- разработку системы охлаждения СПВРД. В 1997 г. начались экспери- эксперименты с фрагментом стенки двигателя с теплообменными труб- трубками. Изготовленный из никелевого сплава образец размером 15 х 38 см подвергался тепловым нагрузкам, соответствующим реальным. Общая продолжительность этих испытаний соста-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^Mfc 6 5 вила 160 с. Позднее были подготовлены и успешно испытаны две панели размером 15x76 см, их суммарная наработка до- достигла 78 мин. Затем начались эксперименты с полномасш- полномасштабной стенкой СПВРД длиной 1,9 м. В 2001—2002 гг. были проведены акустические и динами- динамические испытания штатной камеры сгорания длиной 60 см и шириной 22,8 см, отработаны распределительные клапана по- подачи топлива, секция с инжекторами и прочие компоненты. Первый этап испытаний экспериментального образца СПВРД с задачами подтверждения работоспособности изде- изделия был успешно проведен в начале 2001 г. Модель, полу- получившая обозначение РТЕ (Performance Test Engine), представ- представляет собой СПВРД с неизменяемой геометрией проточной части. Основными его элементами являются поверхность сжа- сжатия перед воздухозаборником, изолятор для стабилизации скачков уплотнения (an isolator to control shocks), камера сгорания и сопло. Общая длина двигателя РТЕ составляет 3,07 м, без пере- передней и сопловой частей, которые будут элементами летатель- летательного аппарата, — 1,9 м. По длине модель соответствует штат- штатному изделию, поперечный же размер был уменьшен с рас- расчетных 22,8 см до 15,2 см. Система охлаждения в двигателе РТЕ не предусматривалась, поэтому большая часть его конст- конструкции изготовлялась из теплоемкой меди. При этом масса изделия составила 900 кг. Для создаваемой силовой установки выбрано углеводород- углеводородное горючее JP-7. Это топливо, специально разработанное для высокоскоростного самолета SR-71, отличается стабильными характеристиками, нетоксичностью и рядом других преиму- преимуществ, важными при использовании на боевых аппаратах. Однако в чистом виде оно не применимо в СПВРД, так как его достаточно крупные молекулы не обеспечивают нужную скорость горение. Поэтому перед подачей в камеру сгорания топливо подвергается «крекингу» — расщеплению длинных углеводородных цепей на более мелкие, обладающие повышен- повышенными теплотворными характеристиками. В штатном СПВРД эта реакция будет протекать в теплообменниках системы ох- охлаждения изделия. Но поскольку таковая в модели РТЕ от- отсутствовала, то горючее подавалось в камеру сгорания после подогрева в специальном реакторе мощностью 1 МВт. 3- 1179 Шумилин
66 ДИЬ> А. ШУМИЛИН В ходе запусков, проводившихся на стенде Leg-б Лабора- Лаборатории GASL (вкл. 13), двигатель РТЕ продемонстрировал ус- устойчивые рабочие характеристики при скоростях М=4,5—6,5. С августа 2002 г. до середины 2003 г. ВВС и фирма «Pratt and Whitney» вели отработку усовершенствованного СПВРД модели GDE-1 (Ground Demonstrator Engine). По своим пара- параметрам данная установка существенно приближена к летному изделию: изготовленный из никелевых сплавов двигатель мас- массой около 70 кг оснащен системой охлаждения воздушного канала, ширина которого составляет 22,8 см. Однако и в этой модели была предусмотрена раздельная подача топлива в систему охлаждения и камеру сгорания (че- (через внешний нагреватель). Такая схема необходима для оцен- оценки химических свойств прошедшего теплообменники компо- компонента и точного определения теплового баланса установки. В целях снижения риска при первых запусках двигатель ра- работал в переохлажденном состоянии, то есть количество про- прогоняемого через «рубашку» охлаждения топлива намного пре- превышало потребную величину, необходимую для охлаждения конструкции и поддержания эффективного горения. После каждого эксперимента проводилась дефектоскопия сварных швов СПВРД и общая проверка герметичности воздушного тракта. В общей сложности в течение года было выполнено около 60 запусков двигателя GDE-1 с максимальной продолжитель- продолжительностью работы до 20 с. Примерно в 50 из них скорость набега- набегающего потока доводилась до значения М — 4,5, в остальных имитировался полет со скоростью М = 6,5. На анализ полу- полученных результатов, в целом признанных положительными, и подготовку к заключительному этапу программы HyTech от- отводится примерно год. В 2005 г. должны начаться испытания двигателя GDE-2, практически полностью соответствующего летному изделию. Важной особенностью -этой модели станет изменяемая геомет- геометрия воздухозаборника. Кроме того, СПВРД будет оснащаться штатной системой подачи топлива через «рубашку» охлажде- охлаждения, а также автоматизированной системой управления рабо- работой Fadec (Full Authority Digital Engine Control), используе- используемой в двигателе F119. Квалификационные испытания модели будут проводиться уже в Центре Лэнгли — в высокотемпера- высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ (High Temperature
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США *ЯЖ- 67 Tunnel), позволяющей поддерживать устойчивый высокоско- высокоскоростной напор в течение 30 с. , Основываясь на достаточно успешном выполнении экспе- экспериментов с двигателем GDE-1, представители Лаборатории AFRL и фирмы «Pratt and Whitney» выступили с предложе- предложением о создании летного образца данного СПВРД и проведе- проведении его испытаний в составе опытной ракеты. В качестве обо- обоснования ими было приведено то обстоятельство, что модель GDE-2 с изменяемой геометрией воздушного канала предна- предназначается в основном для маневренных аппаратов и разгон- разгонных ступеней будущих МТКС, относящихся к области интере- интересов NASA. Отработанная же модель GDE-1 наиболее эффек- эффективна в боевых ударных системах. В конце 2003 г. после изучения предложений с компания- компаниями «Pratt and Whitney» и «Boeing Phantom Works» был за- заключен годовой контракт стоимостью 7,7 млн долл. на проек- проектирование экспериментальной ракеты с углеводородным СПВРД. При этом было рекомендовано широко использовать задел, освоенный последней фирмой по программе ARRMD (о ней см. ниже). Предлагаемая ракета, официально названная EFSEFD («Endothermically Fueled Scramjet Engine Flight Demonstrator» — «Летный демонстратор с СПВРД на подогре- подогретом горючем»), имеет ^ печати также и другие обозначения: SED-WR («Scramjet Engine Demonstrator— WaveRider», что примерно переводится как «Ракета с СПВРД — Бегущая по волнам» из-за сходства по форме с доской для серфинга), или просто «WaveRider» (вкл. 14). Технологически изделие длиной 4,2 м делится на три от- отсека: носовой, центральный и хвостовой; первые два планиру- планируется изготовить из алюминия, последний — из титанового спла- сплава. Вся внешняя поверхность будет покрываться абляционной теплозащитой. В качестве разгонного блока ракеты EFSEFD предполагается использовать твердотопливную тактическую ракету ATACMS. При общей длине 7,2 м (с учетом переходни- переходника в 1,2 м) масса сборки составит 1,7 т. Летные испытания намечается проводить над тихоокеанским полигоном Пойнт-Мугу. После взлета с базы Эдвардз самолет В- 52Н поднимется на высоту 10,7 км и при скорости М = 0,85 сбро- сбросит ракету. Ускоритель должен будет разогнать изделие до ско- скорости М = 4,5 на высоте около 20 км. В дальнейшем предусмат-
68 А. ШУМИЛИН ривается отделение ракеты и запуск ее двигателя; активный уча- участок полета изделия продлится несколько минут, в течение ко- которых скорость должна будет увеличиться до М=б—7. Учиты- Учитывая важность испытаний, специалисты изучают возможности спасения ракеты с помощью парашютной системы. По предварительным планам, в 2007—2008 гг. может со- состояться 5—8 полетов ракеты EFSEFD. Общие затраты на всю программу летных испытаний оцениваются в 140 млн долл. Благодаря успешному ходу работ по программе HyTech к создаваемому СПВРД проявили интерес сначала компания «Boeing», а позднее NASA. Первая организация привлекла фир- фирму «Pratt and Whitney» к разработке гиперзвуковой ракеты ARRMD, a NASA планирует использовать аналогичный двига- двигатель на экспериментальном аппарате Х-43С, описание которого приводится в разделе «Программа NASP и ее развитие». В рамках проекта ARRMD (Advanced/Affordable Rapid Response Missile Demonstrator), курируемого Управлением DARPA, компания «Boeing» ведет разработку высокоскорост- высокоскоростной боевой системы для оперативного нанесения ударов по то- точечным и мобильным целям. Первоначально ею были подго- подготовлены предложения по двум ракетам с разными силовыми установками: с СПВРД фирмы «Pratt and Whitney» и с двух- режимным прямоточным двигателем, который разрабатыва- разрабатывается фирмой «Aerojet» по заказу Исследовательского управ- управления BMCONR в рамках программы «Hypersonic Weapon Technology Program». В 1999 г. Управление DARPA, несмотря на более высокий технический риск, выбрало для дальнейшей про- проработки первый проект. Зарубежные публикации сообщают о следующих требо- требованиях к ракете ARRMD: — скорость полета — М=6; — дальность действия — Конкурсные предложения по "UU км; программе ARRMD: ракета — скорость подхода к с двухрежимным ПВРД (слева) Дели — не менее 1,2 км/с; и ракета с СПВРД, создаваемым —- точность поражения по программе HyTech цели — 10 м;
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^»» 6 9 — стартовая масса (с разгонным блоком) — 0,9—1,1 т; — масса боевой части — 113 кг. Ракету ARRMD намечается применять как с авиационных, так и с наземных или морских средств, в том числе и с под- подводных лодок. Время осуществления запуска после ввода по- полетного задания не должно превышать 2 мин, также требует- требуется обеспечить возможность уточнения координат цели уже в полете. Для разгона изделия до скоростей М = 4—5 будут при- применяться два твердотопливных двигателя. Автономный полет ракеты с наведением по сигналам с навигационных спутников GPS должен осуществляться по волнообразной траектории на высоте около 30 км. Первые летные испытания экспериментального образца ракеты ARRMD могут состояться в 2007-—2008 гг. в рамках программы EFSEFD. Проект штатного изделия, который может быть принят на вооружение не ранее 2010 г., еще будет уточняться, но Управ- Управление DARPA уже определило его экономические показатели: стоимость изготовления одной ракеты ARRMD при объеме за- заказа 3000 штук не должна превышать 200 тыс. долл. Наряду с крупными проектами, направленными на созда- создание прототипов будущих ударных систем, Управление DARPA активно занимается и «малыми формами». Летом 2001 г. на технической базе Опытно-конструктор- Опытно-конструкторского центра им. Арнольда AEDC (Arnold Engineering Development Center), входящего в структуры ВВС, специалис- специалисты Управления совместно с представителями Лаборатории GASL осуществили несколько запусков миниатюрной ракеты- снаряда, оснащенной СПВРД (вкл. 15). Входе одного из ис- испытаний удалось произвести включение двигателя, развивше- развившего расчетную тягу. Таким образом, после подготовительных двухлетних работ стоимостью 850 тыс. долл. были получены практические данные о работе подобных силовых установок в условиях реального гиперзвукового полета. Активно-реактивный снаряд диаметром 102 мм и длиной около 50 см изготавливался из титана. Запуски изделия, мас- массовые характеристики которого в печати не приводились, вы- выполнялись с помощью двухступенчатой газодинамической пуш- пушки, обеспечившей со стартовой перегрузкой 10 000 g разгон модели до скорости М = 7,1. После выхода из ствола пушки длиной 36 м снаряд находился в свободном полете с работаю-
70 ЯВ» А, ШУМИЛИН щим двигателем 25 мс, преодолев за это время расстояние в 80 м. Полет проходил в испытательной камере с несколько раз- разреженной атмосферой. Опытная модель оснащалась СПВРД, использовавшим в качестве горючего этилен; компонент размещался в емкости под давлением 70,4 кг/см2. Выбор типа горючего был обуслов- обусловлен тем, что в отличие от водорода подача этого более плотно- плотного компонента в камеру сгорания не требовала особой регули- регулировки. Дальнейшие планы Управления DARPA в реализации про- проекта ракеты-снаряда предусматривают проведение серии более сложных испытаний изделия. При их выполнении предполага- предполагается существенно увеличить длительность экспериментов с тем, чтобы оценить условия стабильного полета и работу двигателя в течение не менее 1, 2 с. В этих целях снаряд будет оснащать- оснащаться акселерометрами, расходомером горючего, датчиками дав- давления в камере сгорания и т.п. Вдоль трассы полета длиной 230—300 м через каждые 6 м в двух взаимно перпендикуляр- перпендикулярных плоскостях планируется установить специальную фотоап- фотоаппаратуру для проведения видовой съемки. Разработанный снаряд представляет собой 20%-ную модель перспективной ракеты, которая может найти самое широкое применение, в том числе и для доставки в космос мини-спут- мини-спутников. По предварительным оценкам, использование назем- наземных ускоряющих систем и экономичных ВРД позволит повы- повысить относительную массу полезного груза до 0,7. Однако для осуществления подобных запусков потребуются более мощные разгонные средства. Работы по газодинамическим пушкам весьма интенсивно велись в первой половине 1990-х годов с целью создания средств перехвата баллистических ракет по программе «Strategic Defense Initiative» — СОИ («Стратегическая оборонная инициа- инициатива»). В рамках проекта SHARP («Super High Altitude Research Project» — «Проект сверхвысотных исследований») специалистами Лаборатории LLNL была собрана и испытана двухступенчатая газовая пушка, рассчитанная на разгон сна- снаряда массой 5 кг до скорости 4 км/с (при вертикальном вы- выстреле с такими начальными условиями снаряд поднимется на высоту 450 км). Данная установка представляла собой сборку нагнетатель- нагнетательного цилиндра длиной 82 м и диаметром 35,5 см, казенной
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 71 И5ПШНИ1М Высокоскоростная газовая пушка части с камерой высокого дав- давления и ствола калибра 102 мм и длиной 47 м. Отли- Отличительной особенностью уста- установки от предшествовавших образцов являлось перпенди- перпендикулярное расположение на- нагнетательного цилиндра и ствола, что позволяет легко и в широком диапазоне менять угол возвышения. Работа пушки начинается с воспламенения в оконечной части нагнетательного цилин- цилиндра метана, продукты горения которого приводят в движение стальной поршень массой 1 т (для компенсации отката в обоих концах цилиндра имеются два противовеса массой по 100 т, скользящих по рельсовым направляющим). При движении к казенной части поршень производит сжатие закаченного в цилиндр водорода. После того как в рабочей камере давление достигнет величины 2000 кг/см2, срабатывает затвор, перекрывающий пусковую часть ствола, и водород начинает разгон снаряда. При полигонных испытаниях пушки использовались ак- активно-реактивные снаряды с СПВРД, работающими на водо- водороде. Однако в ходе выполненной в 1996 г. серии эксперимен- экспериментов штатного запуска двигателя добиться не удалось. Наиболее сложным в производстве элементом самой пуш- пушки SHARP стала камера высокого давления общей массой 40 т. Для ее изготовления использовалась высоколегированная сталь AF-1410 с добавками кобальта и никеля. Сборка камеры, рас- рассчитанной на давление 4200—6300 кг/см2, осуществлялась методом горячей посадки набора нескольких концентрических цилиндров с натягом 0,5—1,8 мм. Для обеспечения запусков космических аппаратов потре- потребуются более мощные средства разгона, чем созданная в Ла- Лаборатории -LLNL пушка. Поэтому последнюю установку пред- предполагалось использовать для решения задач кинетического поражения высокоскоростных целей. После закрытия про- программы СОИ работы по данной тематике были переориенти- переориентированы на подготовку элементной базы, которая позволит
72 ДИЬ» А, ШУМИЛИН снизить температурные и динамические нагрузки при запус- запуске снарядов. Наиболее эффективными нововведениями в конструкции подобных пушек рассматривались альтернативные устройства нагрева и подачи рабочего газа в разгонный ствол. Один из проектов предусматривал разогрев водорода тепловыделяющи- тепловыделяющими элементами — керамическими гранулами размерами 300— 400 мкм, способными в малом объеме накапливать значитель- значительное количество энергии (до 1000 МДж/м3). При взаимодействии с такими элементами температура водорода может быстро воз- возрасти до 1230 °С; тогда как значение давления будет в преде- пределах 1000—1400 кг/см2. В качестве другого варианта упрощения разгонных устано- установок предлагалось использовать электродуговые нагреватели во- водорода с каскадной его подачей в ствол вслед разгоняющемуся снаряду. Важной особенностью подобной схемы, как и преды- предыдущей, является отсутствие нагнетательной трубы и относитель- относительно низкое рабочее давление в стволе. Созданный фирмой «GT- Devices* экспериментальный образец такой установки в лабо- лабораторных условиях обеспечил разгон снарядов массой 1,8 г до скорости 7 км/с, а массой 10 г до скорости 4,6 км/с. Как уже отмечалось, военно-морское ведомство также ведет НИОКР по гиперзвуковым ударным системам (при этом для кон- консультаций и проведения независимых экспертиз к реализации проектов активно привлекаются специалисты сторонних органи- организаций, в первую очередь из ВВС). В середине 1990-х годов после ряда концептуальных исследований типа «High Speed Strike System» (HiSSS) ВМС сформулировали общие требования к перс- перспективным ударным системам: дальность действия— 1100 км, скорость полета — М = 3,5—7, проникающая способность 5,4— 11м железобетона, принятие на вооружение — 2006—2010 гг. Выдвинутым требованиям вполне может соответствовать создаваемая по заказу Исследовательского управления ВМС ONR (Office of Naval Research) ракета «Fasthawk» с пря- прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД). Работы по проекту начались в конце 1996 г.; головным разработчи- разработчиком изделия стала корпорация «Boeing». В соответствии с техническим заданием новая ударная си- система должна иметь следующие характеристики: — длина (с разгонным блоком) — 6,4 м; — диаметр — 0,52 м;
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 73 — стартовая масса (с разгонным блоком) — 1,54 т; — масса разгонного блока — 634 кг; — масса топлива (керосин JP-10) — 445 кг; — масса боевой части — 317 кг; — крейсерская скорость полета — М = 4; — высота полета — 21 км; — дальность действия — 1260 км; — стоимость изготовления одного изделия — 350 тыс. долл. ' Отличительной особенностью ракеты «Fasthawk» является цилиндрический корпус без управляющих поверхностей; по- подобная схема упрощает конструкцию пускового контейнера, существенно снижает аэродинамическое сопротивление и ра- радиолокационную заметность изделия. Управление ракетой по тангажу и рысканию предполагается осуществлять путем по- поворота двигательного отсека, по крену — рулями, установлен- установленными в лобовом нерегулируемом воздухозаборнике с централь- центральным телом. Первоначально летные испытания экспериментального об- образца ракеты «Fasthawk» намечалось провести в 1999— 2000 гг., однако, технические сложности с созданием силовой установки, теплозащиты и системы наведения, использующей наряду с данными бортовых инерциальных блоков сигналы со спутников GPS, вынудили ВМС отложить демонстрационные запуски на более поздний срок. 6 Компоновка ракеты Fast hawk: 1 — воздухозаборник, 2 — кольцевой бак горючего, 3 — боезаряд, 4 — система управления вектором тяги, 5 -1- разгонный блок, 6 — ПВРД, 7 — ТНА, 8 — системы управления и наведения Больших успехов специалисты Управления ONR добились при создании двухрежимного ПВРД, разработка которого с 1997 г. велась в рамках программы HWTP («Hypersonic Weapon Technology Program»). После начала в 2002 г. стендовых ис-
74 Jfc» А. ШУМИЛИН пытаний опытных изделий проект стал называться HyFly («Hypersonic Flight» — «Гиперзвуковой полет»). Кроме того, к работам присоединилось Управление DARPA, когда-то от- отклонившее предложение по ракете ARRMD с двухрежимным двигателем. По своим техническим характеристикам данные силовые установки занимают промежуточное положение между обыч- обычным прямоточным двигателем и СПВРД. Двигатели первого типа имеют достаточно простую конструкцию, но эффективность их применения ограничена скоростями М=3—5. СПВРД теорети- теоретически способны обеспечивать полет до скоростей свыше М=20, но их включение можно производить при достаточно высоких скоростях — около М=4. Кроме того, они отличаются сложной системой подачи топлива в камеру сгорания (на образование горючей смеси в сверхзвуковом потоке отводится менее 1 мс), зачастую требуют охлаждения конструкции и прочее. Двухрежимные ПВРД, по упрощенному определению за- зарубежных специалистов, функционируют по схеме с дожига- дожиганием «газогенераторного газа». Такая силовая установка име- имеет два воздушных тракта; в одном из них происходит сжатие и торможение потока перед дозвуковой камерой сгорания, пос- после которой струя пламени с избытком горючего попадает в зону сверхзвукового горения второго тракта. Оснащенные та- такими двигателями летательные аппараты способны развивать скорость до М=6,5. Несмотря на относительно невысокие (в сравнении с СПВРД) энергетические характеристики, двухрежимные дви- двигатели обладают рядом важных преимуществ. Например, их запуск можно производить при меньшей скорости полета (около М=3), а это снижает массу и габариты разгонных блоков, мень- меньшие тепловые нагрузки позволяют отказаться от системы охлаждения изделия, увеличив при этом продолжительность его работы, и т.п. Концепция двухрежимного ПВРД была предложена в на- начале 1970-х годов специалистами Лаборатории прикладной физики APL (Applied Physics Laboratory) Университета Джон- Джонса Хопкинса; в настоящее время эта организация является тех- техническим консультантом проекта HyFly. Непосредственной разработкой двигательной установки занимается фирма «Aerojet», головным подрядчиком по программе HyFly опять- таки стала компания «Boeing Phantom Works».
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 75 В соответствии с подписанным весной 2002 г. контрактом стоимостью 92,4 млн долл. корпорация «Boeing» должна к 2005—2006 гг. подготовить к летным испытаниям 11 опытных образцов ракеты HyFly. Для разгона изделия до скорости вклю- включения маршевого двигателя должны использоваться твердо- твердотопливные ускорители. Длина ракеты, оснащенной небольши- небольшими стабилизаторами, ограничена 4,27 м, диаметр — 0,48 м, мас- масса боевой части оценивается в «несколько сотен фунтов». Ударная система HyFly проектируется в двух модифика- модификациях: морского базирования (на надводных кораблях и под- подводных лодках) и воздушного старта с самолетов F-18. В пер- первом случае ее длина вместе с разгонным блоком составит 6,5 м, стартовая масса — 1,72 т, а дальность действия — 1100 км; для второго варианта эти параметры определяются 4,65 м, 1т и 720 км соответственно. Ракета HyFly должна ком- комплектоваться системой наведе- наведения по сигналам со спутников GPS. Кроме того, предусмат- предусматривается канал радиосвязи для оперативного изменения полетного задания уже после запуска изделия. Значительную часть полу- полученных по контракту средств D3 млн долл.) корпорация «Boeing» передала фирме «Aerojet» на поставку двига- двигателей для ракеты HyFly. Объем заказа составил 14 из- изделий, часть из которых пред- предназначаются для стендовой отработки. В связи с жесткими габа- габаритными ограничениями маршевый двигатель полностью ин- интегрирован в цилиндрический корпус ракеты. ПВРД, работа- работающий на углеводородном горючем JP-10, оснащается цилинд- цилиндрическим шестисекционным воздухозаборником, два канала которого направляют воздух в центральную дозвуковую каме- камеру, остальные обеспечивают за этой камерой периферийное сверхзвуковое горение. Запуск ракеты HyFly с корабля
76 ЯНЬ» А, ШУМИЛИН Летом 2002 г. в высокоскоростной аэродинамической тру- трубе Центра Лэнгли была успешно проведена серия продувок полномасштабной модели ракеты с экспериментальной сило- силовой установкой. Входе испытаний, выполнявшихся при сво- свободном обтекании модели, двигатель развил тягу, соответству- соответствующую расчетной, и продемонстрировал устойчивую работу при скорости набегающего потока М = 6—6,5 и при изменении угла атаки в пределах 0—5°. Опытный образец двигателя не имел системы охлаждения и изготавливался из никелевого сплава. Основным конструк- конструкционным материалом для штатного изделия станут матрич- матричные композиты из керамики; число сборочных узлов не долж- должно превысить десяти элементов. Сама ракета Ну Fly должна иметь цельнолитый титановый корпус. Подобная технология отрабатывается Управлением DARPA для ракет ARRMD. На следующем этапе фирма «Aerojet» планирует провести контрольные испытания двухрежимного ПВРД при запусках высотных ракет. По их результатам будет санкционировано начало демонстрационных полетов разрабатываемой системы. Запуски экспериментальных ракет HyFly предполагается осуществлять с борта самолета F-4 на высоте 10 км и при ско- скорости полета М = 0,85. Первые три испытания отводятся отра- отработке системы сброса ракеты и оценке работоспособности раз- разгонных блоков. В последующем ракета HyFly убудет совершать самостоятельные полеты с постепенным увеличением скорости с М=4 до М=6 на высоте 27 км. При нескольких стартах наме- намечается провести испытания отделения от ракеты боевой части. Высокий приоритет и технический риск, которыми отли- отличаются проекты ARRMD и HyFly, не умаляют значимости стои- стоимостных показателей создаваемых ударных систем. Экономи- Экономическим аспектам разработки и эксплуатации перспективных силовых установок ракет различного назначения уделяется военными специалистами все большее внимание. Значительные успехи в решении данной проблемы были достигнуты в рамках проекта «Scorpius» («Скорпион»), пре- предусматривающем создание кислородно-керосиновых ЖРД упрощенной конструкции. В ходе реализации этого проекта, выполняемого компанией «Microcosm» по заказу Лаборатории AFRL и Управления противоракетной обороны BMDO (Ballistic Missile Defense Organisation), разрабатываются жидкостные ракетные двигатели, по затратам сопоставимые с РДТТ.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДК 7 7 Так, например, стоимость таких ЖРД тягой 2,26 т опреде- определена в 5000 долл. Столь низкие затраты обеспечиваются за счет изготовления камеры сгорания и сопла из композиционных материалов на основе углеродной ткани, а использование при этом абляционной теплозащиты в сочетании с пленочным ох- охлаждением корпуса позволяет отказаться от дорогостоящей регенеративной системы. Объемы финансирования программы «Scorpius» со сторо- стороны военного ведомства после некоторого всплеска в 1998 г. A0 млн долл.) в последнее время находятся на уровне 5 млн долл. в год. В соответствии с заключенными контрактами, ком- компания «Microcosm» должна спроектировать целое семейство типовых ЖРД тягой 9 т, 36 т и 145 т. К 2004 г. фирма изгото- изготовила и провела стендовые испытания свыше трех десятков дви- двигателей тягой от 2,26 т до 18 т. На базе ЖРД «Scorpius» компания «Microcosm» планиру- планирует создать несколько дешевых высотных ракет, а позднее и несколько ракет-носителей, которые при стоимости запуска в 1,5—2,5 млн долл. позволили бы выводить на низкие около- околоземные орбиты грузы массой до 300 кг. (Существенного сокращения затрат предполагается также добиться за счет широкого использования в конструкции ра- ракет композиционных материалов. Компания пытается освоить соответствующие технологии даже для производства баков жидкого кислорода — такие емкости на порядок дешевле и на 60% легче алюминиевых аналогов. Опытный образец крио- криогенного бака, изготовленного из углепластика без металличес- металлического армирования, был испытан в июне 2000 г. при запуске высотной ракеты.) По опубликованным данным, стоимость высотной ракеты SR-S (Sounding Rocket-Small), оснащенной двигателем тягой 2,26 т, оценивается в 99 тыс. долл., ракеты SR-1, укомплек- укомплектованной двумя такими ЖРД, составит 295 тыс. долл. Ракета-носитель «Mini-Lift» стоимостью 875 тыс. долл. рассчитывается на выведение на низкую орбиту грузов массой 100 кг, ракета «Sprite» — на запуски спутников массой 317 кг. Грузоподъемность четырехступенчатой ракеты «Liberty Light Lift» должна составить 1 т. В составе последней транспортной системы с общей массой 71,7т предполагается использовать семь типовых ракетных блоков, каждый из которых комплек- комплектуется семью двигателями «Scorpius». Ракета «Exodus Medium
78 ДИи» А. ШУМИЛИН Lift» стоимостью 8,5 млн долл. должна обеспечить выведение в космос грузов массой до 6,8 т. Несмотря на определенные технические проблемы и свя- связанные с ними отсрочки, компания «Microcosm» постепенно воплощает свои планы. В январе 1999 г. состоялся успешный запуск ракеты SR-S, а в марте 2001 г. ракеты SR-1, также имеющей обозначение SR-XM. Запуск последней модели, рас- рассчитанной на достижение высоты 160 км с грузом массой 450 кг, выполнялся по заказу Управления DARPA (в ходе по- полета проводились испытания экспериментальных блоков с микродвигателями). На 2005 г. запланирован повторный старт ракеты SR-1. В це- целях привлечения заказчиков, в первую очередь из военного ве- ведомства, он будет финансироваться из средств разработчика. Затем должен последовать полет высотной ракеты SR-2 с дви- двигателем тягой 9,1 т. К первому космическому запуску, вероятно, будет готовить- готовиться трехступенчатая ракета «Sprite», поскольку эта транспорт- транспортная система высотой 15 м привлекла внимание руководство программы ORS, имеющей задачу создание средств оператив- оперативного запуска малых спутников. Стоимость реализации проек- проекта «Sprite» в течение трех лет оценивается в 90 млн долл. Прогресс в области электроники и механических устройств позволяет существенно снизить массу космических аппаратов. Прогнозы развития спутниковых систем военного назначения допускают развертывание в ближайшем будупфм различ- различных орбитальных группировок, состоящих из 40—200 спутни- спутников массой до 100 кг. Учитывая подобные тен- тенденции, сразу несколько во- военных организаций присту- приступили к проектным исследова- исследованиям по средствам выведения и межорбитальной транспор- транспортировки аппаратов такого класса. По пути максимального использования имеющегося Ракета-носитель Sprite научно-технического задела
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯЕ» 7 9 пошли специалисты Лаборатории AFRL. В рамках програм- программы MSLV («MicroSatellite Launch Vehicle» — «Ракета для мик- микроспутников») ими изучаются возможности запуска ракеты- носителя с борта истребителя F-15E — подобная авиационно- космическая система была успешно испытана в середине 1980-х годов при отработке противоспутникового оружия. Созданные тогда по программе ASAT («AntiSatellite») двух- двухступенчатые ракеты ASM-135 имели массу 1,18 т. Для выведения КА проектируется трехступенчатая ракета длиной 6,7 м и диаметром 1,27 м. При стартовой массе 4,53 т такая транспортная система обеспечит выведение на орбиту высотой 225 км спутников массой 100 кг; размеры отсека по- полезного груза определяются диаметром 76 см и длиной 91 см, что примерно соответствует габаритам типового спутника ви- видовой разведки с низким разрешением. Базирование истребителя F-15E на обычных аэродромах позволит производить запуски в течение 48 час. После взлета и дозаправки над океаном самолет начнет подъем; ракету-но- ракету-носитель предполагается отделять на высоте 11,6 км при скоро- скорости М= 1,7. Несмотря на то что проект MSLV находится на стадии кон- концептуальной проработки, в 2005 г. планируется провести кон- контрольные полеты истребителя с макетом ракеты. Аналогичные исследования ведет и Управление DARPA. В начале 2002 г. оно приступило к НИОКР по транспортной системе Rascal («Responsive Access Small Cargo Affordable Launch»), которая предназначается для оперативного запуска спутников массой 75—100 кг. Новое средство выведения пла- планируется комплектовать многоразовой первой ступенью само- самолетного типа и двумя одноразовыми ракетными блоками. Реализация программы Rascal, являющейся, по мнению зарубежных обозревателей, своеобразной прелюдией к созда- созданию модели системы «HyperSoar», разбита на следующие эта- этапы. В ходе первого из них, который длился практически весь 2002 г., проводилась общая оценка реализуемости проекта. В этих работах участвовало шесть промышленных компаний: «Coleman Research», «Northrop Grumman Unmanned Systems», «Space Launch», «Space Access», «Delta Velocity» и «Pioneer Rocketplane»; с каждой из них были заключены контракты стоимостью в 1—2 млн долл.
80 А. ШУМИЛИН Затем Управление DARPA планировало продолжить работы с двумя подрядчиками по контрактам стоимостью 10—12 млн долл. каждый. Однако весной 2003 г. было решено ограничить- ограничиться проработкой одного варианта ТКС, предложенного фирмой «Space Launch». Продолжительность работ второго этапа про- программы, общая стоимость которой оценивается в 88 млн долл., составит 18 месяцев, и в конце 2004 г. Управление планиро- планировало принять окончательное решение о создании летного об- образца системы и проведении в 2006 г. двух испытательных пусков. Для пилотируемой системы Rascal предусматривается при- примерно та же схема эксплуатации, что и для вышеописанного истребителя F-15E. Однако за счет использования более мощ- мощной первой ступени отделение одноразовой РН с полезным гру- грузом будет производиться за пределами атмосферы — на высо- высоте около 60 км. Подобные возможности планируется обеспечить за счет применения на крылатой ступени модернизированных ТРДД Транспортная система Rascal
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДИЕ. 81 с системой охлаждения MIPCC (Mass Injection Pre-Compressor Cooling). Данная система предполагает инжекторный впрыск вспомогательного рабочего тела (воды, жидкого воздуха или кислорода) в двигательный тракт перед компрессором. Пода* ча такого хладагента не только позволит существенно снизить температуру горячей части ТРДД, но и повысит плотность воз- воздушной смеси, что чрезвычайно важно при полете в разре- разреженной атмосфере; при этом тяговые характеристики двига- двигателя могут быть увеличены в 2—3 раза. Разрабатываемый компанией «Space Launch» самолет-раз- гонщик, получивший обозначение MPV («MlPCC-Powered Vehicle» — «Аппарат с охлаждаемыми двигателями»), пред- представляет собой низкой л ан, построенный по схеме «бесхвост- ка» с треугольным крылом переменной стреловидности. Пла- Планер проектируется фирмой «Scaled Composites», в его конст- конструкции будут преобладать композиционные материалы с абляционной теплозащитой, а отдельные термонагруженные элементы намечается изготавливать из титана и стали. В целях снижения эксплуатационных затрат (за счет от- отказа от обтекателя для космического аппарата) и улучшения аэродинамических характеристик было предложено монтаж ракеты производить внутри самолета-разгонщика. По предва- предварительным расчетам, отсек полезного груза системы будет иметь длину 3 м, а диаметр 1,2 м. ' При длине 27,1 м и размахе крыла 24,7 м взлетная масса системы Rascal составит 36,3 т. Силовая установка самолета комплектуется четырьмя усовершенствованными турбовенти- турбовентиляторными двигателями серии F100 фирмы «Pratt and Whitney». Использование на этих ТРДДФ системы MIPCC по- потребует существенного C0—50%-ного) увеличения площади входного сечения воздухозаборниов. Тем не менее модифици- модифицированная силовая установка обеспечит тяговооруженность си- системы, близкую к значению 2:1. Самолет MPV рассчитывается на взлет с аэродромной по- полосы длиной 1,5 км. Достигнув высоты 19км, он перейдет в горизонтальный полет для выверки курса и времени запуска ракеты (период барражирования составить около 30 мин). За- Затем аппарат начнет в форсажном режиме выполнять «горку» с разгоном до скорости М — 3—4 на высоте 36 км, после чего силовая установка будет отключена и изделие продолжит подъем в свободном полете.
82 ДИЬ» А. ШУМИЛИН Отделение РН с полезным грузом должно производиться при приближении к апогею траектории на высоте 58—60 км и при скорости М=1,2. После входа в атмосферу самолет с вклю- включенными двигателями вернется в месту старта. Зона действия системы Rascal ограничивается радиусом 450 км. Доставку полезного груза на околоземную орбиту обеспе- обеспечит двухступенчатая ракета-носитель ERV (Expendable Rocket Vehicle) со стартовой массой 7,3 т. Данное изделие представ- представляет собой сборку гибридного двигателя (первая ступень), вто- второй твердотопливной ступени и блока довыведения с двигате- двигателями малой тяги и системой управления. Энергетические характеристики системы Rascal, предло- предложенной фирмой «Space Launch», позволят доставлять на сол- солнечно-синхронную орбиту высотой 500 км спутники массой 115 кг, а на такую же по высоте орбиту с наклонением 28,5° грузы массой 180 кг. При этом также рассматриваются воз- возможности использования системы для выведения грузов на баллистические траектории. В этом случае система сможет за- забрасывать на расстояние 4500 км нагрузку массой около 900 кг (здесь необходимо отметить соответствие грузоподъемности системы массе крылатого аппарата CAV). Среди других показателей транспортной системы Rascal в печати отмечаются следующие: стоимость запуска не дол- должна превышать 750 тыс. долл., период послеполетного обслу- обслуживания определен в 24 ч, а оперативность проведения стар- старта в 1 ч. Исследования концепции Rascal, вероятно, были иниции- инициированы работами ВВС по созданию соответствующей силовой установки. В 2001 г. Лаборатория AFRL провела оценку эф- эффективности применения воздушно-реактивного двигателя «SteamJet», спроектированного фирмой «MSE Technology Applications». Данная установка представляет собой обычный ВРД с ин- инжектором, обеспечивающим впрыск воды в воздушный канал воздухозаборника. Подача газифицированного в теплообмен- теплообменнике компонента позволяет повысить эффективность работы компрессора, а также снизить температуру торможения. Компьютерное моделирование работы двигателя «SteamJet» показало стабильность характеристик изделия от момента взле- взлета до скорости М=6, при этом расход топлива оказался не-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <шЯС 8 3 сколько меньшим, чем у турбопрямоточного двигателя, а тя- говооруженность на уровне ПВРД. По мнению разработчиков, диапазон применения такого двигателя весьма широк: от крылатых ракет и гиперзвуковых экспериментальных аппаратов до самолетов-разгонщиков ра- ракетно-космических систем. Весьма привлекательными для применения в различных ТКС считаются гибридные ракетные двигатели, работающие на разнофазных компонентах топлива (обычно твердом горючем и жидком окислителе). Незначительные затраты на производство и эксплуатацию таких силовых установок объясняются просто- простотой конструкции и использованием распространенных компонен- компонентов топлива (например, жидкого кислорода и полибутадиена). Твердотопливный заряд горючего помещается непосред- непосредственно в камере сгорания двигателя, запуск которого осущест- осуществляется за счет нагрева заряда до температуры воспламене- воспламенения при подаче окислителя. Процесс горения регулируется расходом окислителя, а останов изделия происходит при пре- прекращении его подачи этого компонента. Поэтому единствен- единственным подвижным элементом такой установки является глав- главный клапан окислителя. В начале 1990-х годов разработкой гибридных двигателей активно занималась компания «American Rocket» (Amroc), имевшая цель создание целого семейства высотных ракет и ракет-носителей легкого класса. В 1994 е. при поддержке ВВС и NASA эта компания успешно провела стендовые испытания двигателя тягой 110 т. Тем не менее финансовые проблемы привели к банкротству компании. Большая часть документации по освоенным технологиям была приобретена фирмой «SpaceDev» (Сан-Диего, шт. Кали- Калифорния), которая продолжила работы по данной тематике. Однако масштаб проектов и размерность силовых установок были существенно уменьшены — своей первоочередной зада- задачей фирма определила создание двигателей малой тяги для космических аппаратов. К 2001 г. фирмой «SpaceDev» было спроектировано несколько гибридных двигателей тягой от 25 кг до 100 кг; в качестве горючего в них применяется плексиглас, а окислителем является закись азота, которая может нахо- находиться как в жидком, так и газообразном состояний (за счет этого наддув бака происходит автоматически при газифика- газификации самого компонента).
А. ШУМИЛИН Новые двигатели, рассчитанные на многократные включе- включения, стали основным элементом универсального межорбиталь- межорбитального буксира Manoeuvring and Transfer Vehicle (MTV, — иногда встречается сокращение MATV), который фирма «SpaceDev» планирует также применять в качестве типовой спутниковой платформы с собственной силовой установкой. В зависимости от мощности используемого двигателя масса целевого обору- оборудования аппарата MTV может составить 50—300 кг. По заказу Национального разведывательного управления NRO фирма «SpaceDev» провела исследования по проектному облику и целевой эффективности легкого многофункциональ- многофункционального аппарата SPOTV (Secondary Payload Orbital Transfer Vehicle), предназначенного для инспектирования, обслужива- обслуживания и транспортировки космических объектов, включая их торможение при сходе с орбиты. Среди основных требований, которые предъявлены к аппаратам SPOTV, называются непро- непродолжительный период предполетной подготовки для их опе- оперативного запуска в качестве попутного груза на различных РН, а также возможность длительного пребывания в космосе в состоянии эксплуатационной готовности. Общая стоимость контрактов, полученных фирмой по данной теме, превысила 400 тыс. долл. Работы компании «SpaceDev» по средствам межорбиталь- межорбитальной транспортировки получили дальнейшее развитие весной 2003 г. после получения от Лаборатории AFRL заказа на со- создание разгонного блока с гибридным двигателем для запуска малых спутников с борта МТКС «Спейс Шаттл». Согласно ус- условиям двухлетнего контракта стоимостью 1,4 млн долл. фир- фирма должна изготовить демонстрационный образец изделия, соответствующего требованиям безопасности экипажа кораб- корабля. Кроме того, соглашением также предусматривается воз- возможность увеличения объема работ до 2,4 млн долл. Наиболее крупным из реализованных фирмой «SpaceDev» проектов стала разработка двигателя тягой 6,8—8,2 т для пи- пилотируемого ракетоплана «SpaceShipOne», успешно осуществив- осуществившем в 2004 г. серию суборбитальных полетов на высоты 100— 112 км (об этом аппарате, созданным компанией «Scaled Composites», см. в Части 3). По контракту с ВВС фирма «SpaceDev» ведет НИОКР по четырехступенчатой ракете-носителю Streaker, рассчитанной на выведение на низкую орбиту грузов массой 450 кг. Среди
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США *ШЬ 8 5 немногочисленных сведений о новой ТКС в печати сообщает- сообщается, что она комплектуется однотипными ракетными блоками на гибридном топливе; для второй ступени изготовляется не- несколько увеличенный аналог двигателя корабля «Spaceship- One» с массой топлива 1,8 т, осенью 2004 г. на его разработку ВВС перечислили подрядчику 1,5 млн долл. В перспективе компания «SpaceDev» планирует создать собственный крылатый аппарат для суборбитальных пилоти- пилотируемых полетов. В качестве образца взят гиперзвуковой ра- ракетоплан Х-34, изготовленный корпорацией «Orbital Sciences» для NASA (этот проект описан в Части 2). В соответствии с подписанным с Центром Эймса соглашением о техническом сотрудничестве и консультировании работ компания должна получить от NASA все необходимые данные по гиперзвуко- гиперзвуковой аэродинамике этого уже прошедшего сертификацию из- изделия. В отличие от прототипа, предполагавшего запуск с само- самолета-носителя, новый аппарат, названный «Dream Chaser» («Стремящейся к мечте»), будет стартовать вертикально с на- наземной пусковой площадки, что считается дешевле и надеж- надежнее. На нем предполагается использовать создаваемый по за- заказу ВВС (возможно, для ракеты Streaker) гибридный двига- двигатель тягой 45,3 т, который позволит совершать полеты на высоту до 160 км. Среди возможных задач ракетоплана «Dream Chaser», лет- летные испытания которого могут начаться в 2008 г., называются отработка перспективных технологий для правительственных организаций, что не удалось реализовать при проекте Х-34, а также космический туризм (вместительность аппарата соста- составит 3—5 человек). Другим вариантом повышения эффективности операций межорбитальной транспортировки грузов считается использо- использование двигательных установок с внешними источниками энер- энергии, например Солнца. Удельный импульс гелиотермических двигателей примерно вдвое превышает показатели традици- традиционных ЖРД (800 с против 450 с), что дает возможность на 55— 70% увеличить энергетические характеристики ТКС. Так, на- например, если верхняя ступень с обычным химическим ракет- ракетным двигателем при стартовой массе 11,3т обеспечивает доставку с низкой на стационарную орбиту спутника массой
86 А. ШУМИЛИН 1,9 т, то гелиотермический разгонный блок массой 8,3 т по- позволит выводить на эту же орбиту грузы массой до 3 т. Наиболее крупным проектом в данной области является программа SOTV («Solar Orbit Transfer Vehicle»). Заказчи- Заказчиком проекта, общая стоимость которого оценивается в 48 млн долл., выступает Лаборатория AFRL, а головным разработ- разработчиком — компания «Boeing Phantom Works». Работы по программе, на- начавшиеся после предваритель- предварительных изысканий весной 1998 г., разбиты на несколько этапов. В течение года фирмой «Boeing» были подготовлены эскизный и технический про- проекты разгонного блока. После чего начался этап производ- производства и подготовки эксперимен- экспериментального образца изделия к летным испытаниям, первона- первоначально намеченным на 2002 г. Однако позднее сроки их про- проведения были перенесены. Начало штатной эксплуатации разгонного блока SOTV было запланировано на 2008 г. Разрабатываемый компанией «Boeing» разгонный блок SOTV оснащается гелиотермическим двигателем тягой 0,72 кг и с давлением в рабочей камере 1,76 кг/см2. В качестве рабо- рабочего тела двигателя предполагается использовать жидкий во- водород; его газификация должна производиться в графитовом нагревателе НАС (Receiver-Absorber-Converter), на который будут фокусироваться солнечные лучи от рефлекторной систе- системы. Максимальная температура на внешней поверхности на- нагревателя может достигать 2000 °С. Рефлекторная система блока комплектуется тремя прямо- прямоугольными зеркалами общей площадью 3,7 м2 и массой в 35 кг. Мощность потока, направляемого на нагреватель, должна со- составить 2,6 кВт. Также изучается возможность использования в составе системы еще одного зеркала надувной конструкции. Разрабатываемый для аппарата SOTV гелиотермический двцгатель относится к классу двухрежимных, то есть после завершения активного участка полета он может применяться Разгонный блок SOTV с гелиотермическим двигателем
АВИАЦНОННО КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «¦¦? 8 7 для получения электроэнергии. В связи с этим нагреватель- нагревательный блок RAC массой в 43 кг будет выполнять функции при- приемника, поглотителя и преобразователя солнечной энергии. Установленные на нем четыре термоэлектронных преобразо- преобразователя должны обеспечить мощность 100 Вт, их к.п.д. оцени- оценивается в 20%. Общая масса аппарата SOTV должна составить 620 кг (с резервом в 101 кг), высота сборки — 3,3 м, диаметр — 1,2 м (по другим данным, последние два параметра определяются 2,4 м и 1,5 м соответственно). Наиболее крупным элементом изделия станет цилиндрический бак водорода массой 50 кг (с элементами арматуры и трубопроводами); его вместитель- вместительность составит 83 кг жидкого компонента, а давление надду- наддува — 3,2 кг/см2. Для экспериментальной модели аппарата SOTV рассчиты- рассчитывается следующая программа полета. После выведения на кру- круговую орбиту высотой 900 км и наклонением 55° аппарат с по- помощью гелиотермического двигателя в течение 22 дней дол- должен перейти на орбиту с параметрами 900 х 5220 км. В ходе межорбитальной транспортировки намечается осуществить примерно 250 включений двигателя. На начальном этапе по- полета продолжительность активных участков составит несколько минут, на завершающей стадии — 10—15 мин. Лазерные двигательные установки также относятся к дви- двигателям с внешним источником энергии. Работы по таким ус- установкам в рамках проекта «Lightcraft» Лаборатория AFRL ведет совместно с Центром Маршалла и Ренсселеровским по- политехническим институтом RPI. Общие затраты на програм- программу в период 1996—1999 гг. составили 750 000 долл. Осенью 1997 г. в одном из корпусов, расположенных на полигоне Уайт-Сэндз (шт. Нью-Мексико), состоялись первые демонстрационные полеты летательного аппарата, оснащенного таким двигателем. Испытанный образец, получивший наиме- наименование «Lightcraft Technology Demonstrator» (LTD), имеет ди- диаметр 14 см. Он изготовлен из алюминия и его масса состав- составляет 42 г. В основании изделия установлена кольцевая каме- камера сгорания с центральным телом, представляющим собой параболический отражатель. Направляемый с наземной уста- установки в камеру сгорания лазерный луч производит разогрев воздуха до плазменного состояния; отбрасываемый плазмен-
88 А. ШУМИЛИН Аппарат LTD с лазерной двигательной установкой ный поток создает тягу двигателя. В ходе выполненных испытаний при использовании импульсного лазера мощностью 10 кВт аппарат поднял- поднялся на высоту 15 м. Очередной этап испытаний аппа- аппарата LTD проводился на открытой площадке полигона в начале 1999 г. Для обеспечения полета аппарата массой 52 г также применялся лазер мощностью 10 кВт, работающий на углекислом газе. Импульсы с энер- энергией 350 Дж и продолжительностью 18 мкс генерировались установкой с частотой 28 Гц. В целях исключения работ по оформлению специальной лицензии на проведение запуска высота поле- полета была ограничена 30 м. Кроме того, во избежание ухода лазерного луча в атмосферу при аварийной ситуации над испытательной площадкой на 36-метровой стреле крана был под- подвешен защитный экран. Данный «порог» был преодолен в начале 2003 г., когда аналогичный аппарат был поднят на высоту 71 м. Для его запуска использовался ла- лазер мощностью 150 кВт с энергией импульса 1 кДж, продолжительнос- продолжительностью импульса около 1 мкс, частотой 100—-150 Гц. По расчетам, такая установка позволит «поднимать» ап- аппараты массой 100—200 г и диамет- диаметром 20—30 см на высоту до 30 км. Конечной целью программы «Lightcraft» является создание аппа- аппарата, способного достигать околозем- околоземной орбиты. На первом этапе полета такого изделия (до сообщения ему скорости М=6 на высоте 12 км) в ка-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДИЕ 8 9 честве рабочего тела в двигателе будет использоваться атмос- атмосферный воздух, а затем до выхода на орбиту бортовой запас топлива, например жидкого водорода. Поскольку лазерная си- силовая установка существенно экономичнее традиционных хи- химических двигателей, то удельные затраты на выведение гру- грузов в космос могут сократиться до 200—1000 долл./кг, то есть примерно в 20—100 раз по сравнению с современным уровнем. Первый запуск микроспутника массой 1—-2 кг с помощью лазерного луча может состояться после 2006 г. Так как боль- большую часть массы такого аппарата составит запас жидкого во- водорода, то на целевое оборудование придется не более 100 г. Однако, как считают инициаторы программы «Lightcraft», наличие на борту спутника камеры сгорания, представляю- представляющей собой высокоточное параболическое зеркало, позволит ее использовать либо в качестве приемно-передающей антенны микроволнового диапазона, либо как оптический инструмент для различных наблюдений. Создание высокоэнергетических лазерных установок явля- является наиболее сложной задачей проекта. Так, например, для доставки в космос спутника массой около 2 кг необходим ла- лазер мощностью 1 МВт, для выведения грузов массой 100 кг — лазер мощностью 100 МВт. В то же время стоимость лазера мощностью 100—150 кВт оценивается в 2—2,5 млн долл., а установки мощностью 1 МВт — в 20—50 млн долл. Развертывание энергетических лазерных установок в кос- космосе может существенно повысить эффективность транспорт- транспортных космических систем. В этом случае для сообщения аппа- аппарату массой 100 кг второй космической скорости потребуется лазер мощностью 1 МВт. В более далекой перспективе лазерные двигательные уста- установки могут найти применение и в составе пилотируемых ле- летательных аппаратов, предназначенных как для доставки кос- космонавтов на орбиту, так и для обеспечения воздушно-транс- воздушно-транспортных перевозок.
ЧАСТЬ 2 РАЗРАБОТКИ NASA Новые задачи NASA по подготовке к повторной высадке астронавтов на поверхность Луны и расширению исследова- исследований дальнего космоса с участием человека, определенные пре- президентом Дж. Бушем-младшим в начале 2004 г., существенно изменили тематику работ агентства в области транспортных космических систем. Для достижения поставленных целей потребуются совершенно другие средства выведения грузов в космос, нежели те, которые прорабатывались NASA в течение последних двух десятилетий. В прошедшие годы исследования космического пространства, несколько утратив былую общественно-политическую доминан- доминанту, приобрели более практический и даже коммерческий ха- характер. В результате значительно большее внимание стало уде- уделяться экономическим аспектам осуществляемых проектов, в том числе и вопросам снижения стоимости доставки грузов на околоземную орбиту (подобные изменения коснулись в первую очередь разработок NASA, ибо реализация военных программ сопровождается большим консерватизмом и высокой целевой эффективностью используемых средств). Поэтому сразу же после начала полетов МТКС «Спейс Шаттл» NASA стало изучать возможности улучшения эксп- эксплуатационных характеристик этой транспортной системы, эко- экономические показатели которой оказались гораздо хуже про- прогнозировавшихся. Однако никакие проекты ее усовершенство- усовершенствования или создания новых средств выведения с использованием ее весьма дорогостоящих компонентов не удовлетворяли предъявляемым требованиям.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ. 91 После президентской директивы «Политика в области ТКС» от 1994 г. NASA сосредоточило свои усилия на подготовке эле- элементной базы и определении проектного облика многоразово- многоразового средства выведения второго (после системы «Спейс Шаттл») поколения. Окончательное решение о непосредственной раз- разработке новой МТКС, получившей название «Reusable Launch Vehicle» (RLV), предполагалось принять после демонстраци- демонстрационных полетов ее масштабных моделей. Первоначально перед NASA была поставлена задача созда- создания транспортной системы в прямом смысле «нового поколе- поколения» — к реализации был принят проект одноступенчатого летательного аппарата. Однако практически с самого начала работы по программе RLV, отличавшейся также некоторыми административно-организационными нововведениями, сопро- сопровождались многочисленными проблемами, которые привели в конечном счете к пересмотру всей концепции проекта. В 2001 г. NASA приступило к широкомасштабным НИОКР по двухступенчатой МТКС. Но и в этом случае успех не был достигнут. Тем не менее значительный технологический задел, освоен- освоенный агентством в последнее время, не должен пропасть даром, поскольку проектно-конструкторские работы по многоразовым средствам выведения и трансатмосферным аппаратам продолжа- продолжаются военными организациями. При этом следует учитывает то обстоятельство, что^вуже многие годы NASA совместно с Мини- Министерством обороны занимаются формированием единой базы дан- данных по технологиям, созданным по заказам обоих ведомств. За счет упрощения механизма обмена научно-технической инфор- информацией и готовыми изделиями существенно сокращаются как стоимость, так и сроки создания новых транспортных систем. ГЛАВА 4 ЭВОЛЮЦИЯ ПРОЕКТОВ МНОГОРАЗОВЫХ ТРАНСПОРТНЫХ СИСТЕМ Авиационная и ракетная техника вбирает в себя последние достижения науки и-производства. Однако, несмотря на ка- кажущуюся революционность какого-либо аппарата, зачастую не только его общий замысел, но и отдельные ключевые элемен-
92 ЯИЬ> А. ШУМИЛИН ты были предложены и просчитаны в прошлом, иногда очень далеком. Особую значимость данное утверждение приобретает в связи с активизацией ВВС проектных изысканий по новой МТКС двухступенчатой схемы, проработкой которой занима- занималось ни одно поколение конструкторов. Поэтому представленное ниже ретроспективное описание основных программ, выполнявшихся в США с целью созда- создания многоразовых авиационно-космических систем, следует рассматривать как предысторию будущих проектов. Преем- Преемственность разработок крупных компаний прослеживается по изменениям в названиях последних и их корпоративной при- принадлежности. НЕМЕЦКИЕ КОРНИ Пионерами в практическом применении ракетной техни- техники являются Германия и Советский Союз. Несмотря на то что пальма первенства в создании ЖРД принадлежит американцу Роберту Годдарду A882—1945), запустившему первую жид- жидкостную ракету в 1926 г., эти страны уже через несколько лет провели старты собственных ракет, а в конце 1930-х — нача- начале 1940-х годов осуществили первые испытания самолетов с ракетными двигателями. Во время Второй мировой воййы до- достижения Германии в области ракетного бружия поражали в прямом и переносном смысле не только военных специалис- специалистов. Секретные документы, опубликованные в послевоенное время, показали, что работы по созданию крылатой ракеты V-1 («Фау-1») и баллистической V-2 («Фау-2») были лишь вер- верхушкой айсберга, многочисленные осколки которого достались победителям. В 1929 г. для подготовки докторской диссертации молодым австрийским инженером Эйгеном Зенгером A905—1964) был выбран проект ракетоплана, способного выходить на около- околоземную орбиту. После решения целевых задач, например снаб- снабжения орбитальной станции, этот самолет должен был совер- совершить торможение и вернуться на Землю. Отдав должное фан- фантазии соискателя, его консультанты в Высшей технической школе (Technische Hochschule) порекомендовали ограничить- ограничиться исследованием многолонжеронных крыльев, что и было благополучно сделано.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^иИС» 9 3 После защиты диссертации инженер продолжил свои рабо- работы по крылатым аппаратам, оснащенным ракетными двигате- двигателями. В изданной в 1933 г. на собственные средства книге «Тех- «Техника ракетного полета» («Raketenflugtechnik») Э. Зенгер дал описание самолета, рассчитанного на полет со скоростью М=10 на высотах 60—70 км (при суборбитальных запусках вы- высота траектории могла достигать 160 км). Этот ракетоплан, по- получивший имя «Silbervogeb («Серебряная птица»), имел круг- круглого сечения фюзеляж, прямое крыло небольшого удлинения с заостренными передними кромками; хвостовое оперение состо- состояло из достаточного большого вертикального киля и стабили- стабилизаторов. В качестве силовой установки предлагалось использо- использовать ЖРД, работавший на жидком кислороде и бензине. Политическая обстановка вносила свои коррективы в ис- исследования. В конце 1930-х годов Э. Зенгер совместно с мате- математиком Ирен Бредт A911—1983), позднее ставшей его же- женой, произвел расчеты стратегического бомбардировщика Rabo (Raketenbomber) с дальностью действия до 23 тыс. км. По срав- сравнению с базовым изделием (самолетом «Silbervogeb) внешний облик нового аппарата, имевшего длину 27,6 м, несколько из- изменился: фюзеляж с плоским днищем приобрел овальную фор- форму, уменьшилось удлинение крыла (при размахе 15 м), мас- массивный киль был заменен горизонтальными стабилизаторами с вертикальными законцовками. Аэродинамическое качество ракетоплана на сверхзвуковых скоростях оценивалось в 6,4, на дозвуковых режимах— в 7,75 (значение последнего пара- параметра было подтверждено при испытаниях моделей в аэроди- аэродинамических трубах). Старт бомбардировщика Rabo массой 100 т планировалось производись с разгонной тележки, оснащенной ракетными дви- двигателями, по стальной монорельсовой дороге длиной 3 км, и сообщить самолету начальную скорость 480—500 м/с. Включение маршевого ЖРД тягой 100 т должно было осу- осуществляться уже в полете на удалении 12 км от места взлета. Израсходовав в течение активного участка длительностью 336 с бортовой запас топлива примерно в 90 т, самолет должен вый- выйти за пределы атмосферы с высокой гиперзвуковой скорос- скоростью — около 6—6,4 км/с (на ранних стадиях проекта рассмат- рассматривалась модификация ракетоплана, способного совершать не- непродолжительный одно-двухвитковый орбитальный полет). После полубаллистического спуска аппарат начнет сверхзву-
94 А. ШУМИЛИН Бомбардировщик RABO: 1 — герметичная кабина пилота, 2 — баки окислителя, 3 — баки горючего, 4 — маршевый ЖРД, 5 — вспомогательные двигатели, 6 — крыло клиновидного профиля, 7 — шасси, 8 — бомбовый отсек ковой полет по волнообразной рикошетирующей траектории. Предполагалось, что, произведя бомбардировку целей на тер- территории США, самолет продолжит полет по курсу для посад- посадки на территории Японии. Общая продолжительность переле- перелета составит около 80 мин. Энергетические характеристики предлагавшейся ударной системы позволяли при дальности полета 20 тыс. км нести бое- боезапас массой 3,8 т (по ряду источников — до 8 т), при выпол- выполнении непродолжительного орбитального полета иметь полез- полезный груз массой 1 т. Помимо теоретических исследований Э. Зенгер проводил стендовую отработку основных элементов будущего ВКС. Так, например, несколько экспериментов были посвящены изучению схемы подвески разгонной тележки, определению профиля монорельса, способов нанесения смазочных покры- покрытий и т.п. (В конце 1950-х годов созданная в США по схе- схемам Э. Зенгера разгонная тележка широко использовалась для изучения воздействия ударных перегрузок на организм человека.)
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ДЕ 9 5 Но ключевым элементом в реализации проекта Rabo, ес- естественно, считалась разработка силовой установки. Марше- Маршевый ЖРД ракетоплана рассчитывался на высокое (в 100 атм) давление в камере сгорания. Несмотря на уникальность та- такого изделия (в США сопоставимый по данному параметру двигатель — SSME появился лишь в 1970-х годах), в ходе стендовых запусков масштабных моделей немецкие специа- специалисты подтвердили возможность создания требуемой сило- силовой установки. Испытания отдельных образцов тягой 1,1 т и с расчетным давлением в камере сгорания длились до 3,5 мин, скорость истечения продуктов сгорания при этом достигала 3000 м/с. Но складывавшаяся на фронтах Второй мировой войны ситуация не позволяла Германии сосредоточиться на столь крупных и долгосрочных программах; для сражающихся войск требовалось более простое и не менее эффективное оружие. Таковыми оказались беспилотный самолет V-1, оснащенный пульсирующим ПВРД, и баллистическая ракета V-2, назва- названия которых происходили от слова.«Vergeltung» («Возмездие»). Каждое из этих изделий представляло собой значительное яв- явление в авиационной и ракетной технике, но наибольшее вли- влияние на дальнейшее развитие высокоскоростных летательных аппаратов оказала последняя система. Ракета V-2 с рабочим обозначением А-4 («Aggregat» — «Аг- «Агрегат») была разработана в 1936—1942 гг. под руководством Вернера фон Брауна A912—1977), являвшегося главным кон- конструктором, и Вальтера Дорнбергера A885—1980), который в звании генерала занимал должность начальника исследователь- исследовательского центра в Пенемюнде. При стартовой массе 13 т ракета забрасывала боевой заряд массой около 1 т на расстояние при- примерно в 300 км. Маршевый двигатель, работавший на жид- жидком кислороде и этиловом спирте, развивал тягу 25 т на уров- уровне моря и 30 т в пустоте; удельный импульс ЖРД соответ- соответствовал значениям 200 с на земле и 237 с в вакууме. Запуски ракет А-4 высотой 14 м осуществлялись вертикаль- вертикально с мобильного пускового устройства, что существенно сни- снижало уязвимость комплекса. Управление полетом выполнялось по данным гиродатчиков с помощью графитовых газоструй- газоструйных рулей, расположенных под срезом сопла маршевого ЖРД; в данной схеме управляющие моменты возникают при пово- повороте рулей в струе истекающих газов.
96 А. ШУМИЛИН После прекращения работы двигателя примерно на 65 с ракета продолжала полет по баллистической траектории. Ста- Стабилизацию на нисходящем участке траектории обеспечивало крестообразное хвостовое оперение; скорость подхода к повер- поверхности составляла 650—750 м/с, согласно источнику, значе- значения последнего параметра достигали 900—1100 м/с. Подготовка ракеты А-4 к запуску СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА V-2 (А-4) Разработчик — армейское подразделение Пенемюнде НАР (Heeres-Anstalt Peenemunde). Стартовая масса — 12 804 кг. Высота — 14,3 м. Максимальный диаметр корпуса — 1,65 м. Поперечный размер по стабилизаторам — 3,555 м. Боезаряд — 750 кг.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЬ 9 7 Эксплуатационная дальность действия — 290—306 км. Высота штатного полета — 97 км. Максимальная скорость полета— 1700 м/с. Время достижения скорости звука после старта — 25 с. Продолжительность активного участка — 68 с. Высота полета в конце активного участка — 22 км. Удаление ракеты от места старта в конце активного участ- участка — 24 км. Максимальная дальность полета — 354 км. Максимальная высота при вертикальном полете — 186,7 км. Диапазон перегрузок — 1—6 g. Длина головной части — 2,285 м. Длина приборного отсека — 1,4 м. Длина топливного отсека — 6,225 м. Длина хвостового отсека — 4,395 м. Длина стабилизаторов — 3,935 м. Масса головной части, включая боезаряд, — 1000 кг. Масса приборного отсека — 480 кг. Масса топливного отсека — 742 кг. Масса двигательной установки — 931 кг. Масса хвостового отсека со стабилизаторами — 855 кг. Общая масса конструкции — 4008 кг. Масса топлива — 8796 кг. Двигательная установка; Горючее— 75%-ный этиловый спирт. Окислитель — жидкий кислород. Турбина: — диаметр лопаток — 47 см; — скорость вращения —. 5000 об/мин; — мощность — 504 кВт; — рабочее давление — 21 атм; — расход парогаза (продукты разложения перекиси водо- водорода) — 1,68 кг/с. Насос окислителя: — диаметр лопаток — 26,8 см; — скорость вращения — 5000 об/мин; — мощность — 239 кВт; — скорость подачи компонента — 75 кг/с; — давление подачи — 24 атм. 4- 1179 Шумилин
98 ЯВ» А. ШУМИЛИН Насос горючего: — диаметр лопаток — 34,2 см; — скорость вращения — 5000 об/мин; — мощность — 265 кВт; — скорость подачи компонента — 50 кг/с; — давление подачи — 25 атм. Двигатель: — длина 1,725 м; — диаметр камеры сгорания — 0,94 м; — диаметр критического сечения — 0,405 м; — диаметр среза сопла — 0,735 м; — скорость истечения газов на уровне моря — 2000 м/с; — температура в камере сгорания — 2000 °С; — давление в камере сгорания — 14,5 атм; — тяга на уровне моря — 27 т; — тяга на высоте 40 км — 31,8 т. Всего за годы войны было произведено нескольких тысяч запусков ракет А-4. В конструктивном отношении эта удар- ударная система оказалась настолько удачной, что впоследствии на ее основе было создано несколько экспериментальных аме- американских и советских ракет. Усовершенствованием ракеты А-4 занимались и немецкие специалисты. Для увеличения дальности стрельбы был создан крылатый вариант изделия, получивший обозначение А-4Ь. После входа в плотные слои атмосферы несущие поверхности общей площадью 13,5 м2 обеспечивали планирующий сверх- сверхзвуковой полет на расстояние да 600 км. В январе 1945 г. были произведены запуски двух опытных образцов ракеты А-4Ь. Первый старт оказался неудачным. Вто- Вторая же ракета выполнила большую часть программы испыта- испытаний: после баллистического спуска аппарат в штатном режи- режиме перешел в планирующий полет со скоростью М=4. Однако из-за превышения аэродинамических нагрузок изделие разру- разрушилось. Ракета А-4Ь стала первым крылатым аппаратом, пре- преодолевшим сверхзвуковой барьер, а установленный ею рекорд скорости продержался свыше десяти лет (до полетов амери- американского самолета Х-15). Дальнейшее развитие проекта А-4Ь предусматривало уве- увеличение площади несущих поверхностей ракеты (модель А-9) и создание разгонного блока А-10. Предполагалось, что жид- жидкостный ускоритель массой 85,2 т обеспечит разгон ракеты
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 99 А-9 массой 16,3 т до скорости 1,2 км/с на высоте 24 км. Пос- После разделения блоков первую ступень предполагалось спус- спускать на парашютах для спасе- спасения и повторного использова- использования хотя бы маршевых двига- двигателей; вторая же ступень А-9 продолжит активный по- полет до скорости примерно ,2,8 км/с, затем начнется ее движение по баллистической траектории, а после входа в плотные слои атмосферы пла- планирующий полет к цели. Ра- Радиус действия такой ударной системы с боезарядом массой 1 т оценивался в 4800 км. Также рассматривался пи- пилотируемый вариант ракеты А-9 с вертикальным стартом и обычной горизонтальной по- посадкой. Дальность полета тако- такого аппарата могла составить 640 км при средней скорости М=2. Небольшой кружок энтузиастов космических полетов во главе с В. фон Брауном одновременно занимался и проекти- проектированием транспортных систем, способных доставлять грузы на околоземные орбиты. Так, например, трехступенчатая ра- ракета А-11 предусматривала создание разгонной ступени для связки блока А-10и орбитальной ступени А-9; ракета А-12 грузоподъемностью 30 т комплектовалась блоками А-11 и А-10, причем последняя ступень также оснащалась несущи- несущими поверхностями. Однако подобные планы уже не могли быть востребованы — страна приближалась к краху. (Более того, работы по косми- космической тематике послужили поводом для кратковременного ареста в 1944 г. В. фон Брауна и двух его помощников, кото- которым были предъявлены обвинения в саботаже проекта А-4. Реальной же причиной являлось отклонение фон Брауном лич- личного предложения рейхсфюрера Гиммлера о переводе центра Пенемюнде в структуры СС.) Крылатая ракета А-4Ь
100 ДИЬ» А. ШУМИЛИН Успехи немецких ракетчиков заинтересовали руководство всех стран антигитлеровской коалиции. После войны В. фон Браун и В. Дорнбергер благополучно обосновались в США. Активными, но безрезультатными поисками Э. Зенгера, скрыв- скрывшегося во Франции, занимались советские спецслужбы. Не удалось убедить Зенгера переехать в Америку и Дорнбергеру при их личной встрече в 1952 г. Поводом для состоявшихся переговоров послужило то, что Дорнбергер, ставший научным консультантом компании «Bell Aircraft», инициировал исследовательские работы по страте- стратегическому бомбардировщику Bomi («Bomber-Missile»). В рам- рамках данного проекта, позднее названного по имени автора, рас- рассматривалось целое семейство пилотируемых боевых систем различных классов. В отличие от баллистических ракет подоб- подобные летательные аппараты обладали лучшими показателями по точности нанесения ударов, а также допускали возможность отмены боевого задания без утраты материальной части. Все модификации системы Bomi предполагалось комплек- комплектовать двумя ступенями самолетного типа, состыкованными по пакетной схеме. Первая ступень одного из вариантов дол- должна была иметь характеристики: длина — 30,5—36,6 м, раз- размах крыла — 18,3 м, взлетная масса — 182—272 т, экипаж два человека. Ракетоплан оснащался пятью ЖРД тягой по 70 т, работающими либо на высококипящих компонентах топлива (НДМГ и азотном тетроксиде), либо на жидком кислороде и углеводородном горючем. Вторая ступень, пилотируемая од- одним летчиком и рассчитанная на суборбитальный полет, оп- определялась такими параметрами: длина — 15,2—18,3 м, раз- размах крыла— 9,14—12,2 м, взлетная масса— 90,7 т, силовая установка состоит из трех ЖРД с общей тягой 50—63 т, кон- конструкция планера изготавливается из титановых сплавов с ра- радиационным охлаждением. Старт такой системы предполагалось осуществлять верти- вертикально с одновременным запуском двигательных установок обоих ракетопланов. В начале полета подача компонентов топ- топлива в верхнюю ступень осуществляется из баков первой, пос- после отделения на 130-й секунде вторая ступень, переключив- переключившись на собственный запас топлива, разгоняется до скорости 3,75 км/с. Отделение боезаряда, например атомной бомбы мас- массой 1,8 т, должно было осуществляться на высоте 30,5—61 км. Для повышения точности попадания предполагалось исполь-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 101 Один из вариантов второй ступени ударной системы Bomi зование системы радиоуправляемого наведения с борта раке- ракетоплана. Для выведения второй ступени с полезным грузом 6,4 т на околоземную орбиту проектировалась более мощная транс- транспортная система массой до 426 т и общей тягой при старте 500 т. В этом варианте габариты системы увеличивались на 20—25%, длина первой ступени определялась 36,6—44 м, а второй — 18,8—23 м. Используя подготовленные по проекту Bomi материалы, ВВС изучали возможности создания боевых систем различно- различного назначения: от высокоскоростного самолета-разведчика до орбитального бомбардировщика. В гражданских целях компа- компания «Bell» предлагала разработать пассажирский авиалайнер, который бы смог осуществлять перелеты от одного побережья США к другому за 75 мин с максимальной высотой траекто- траектории 44,4 км. Однако ни один из вариантов проекта Bomi не получил дальнейшего развития — в середине 1950-х годов при созда- создании систем вооружений стратегического назначения предпоч- предпочтение было отдано более простым и дешевым МБР, а работы
А. ШУМИЛИН по боевым космическим аппаратам велись замедленными тем- темпами вследствие скептического отношения к ним правитель- правительства и Конгресса. Тогда основное внимание ВВС и Националь- Национального консультативного комитета по аэронавтике NACA (пред- (предшественника современного NASA) уделялось лишь экспериментальным проектам, имевшим целью изучение от- отдельных проблем высотных и сверхзвуковых полетов. Ситуация изменилась 4 октября 1957 г. ПРОЕКТ «DYNA SOAR» В октябре 1957 г., через десять дней после успешного за- запуска Советским Союзом первого искусственного спутника Земли, состоялось экстренное совещание представителей ВВС и NACA. В ходе заседания было решено объединить все прово- проводимые космические разработки в один проект, предусматри- предусматривающий создание многоцелевого ВКС. Выбор крылатого аппа- аппарата был обусловлен значительным опытом военных специа- специалистов в создании авиационных систем, недостаточным объемом экспериментальных данных по баллистическим кап- капсулам, малыми их возможностями по маневрированию, высо- высокой стоимостью работ по их поиску и спасению. Согласно первоначальному замыслу многоразовый крыла- крылатый аппарат, названный «Dyna Soar» («Dynamic Soaring» — «Динамическое планирование», предполагавшее полет по ри- рикошетирующей траектории), предназначался для решения сле- следующих задач: — проведение разведовательно-ударных операций, — инспектирование спутников, — выполнение спасательных работ, — транспортировка грузов, — руководство наземными соединениями, то есть выпол- выполнение функций орбитального командного пункта. В предварительных работах по программе «Dyna Soar» уча- участвовали семь компаний; к конкурсу на получение основного контракта были допущены фирма «Boeing» и объединение ком- компаний «Bell» и «Martin». Проект последних отличался деталь- детальной проработкой изделия, но и определенной технической сложностью (в частности, для охлаждения передних кромок крыла предлагалось использовать теплообменники с хладоно-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 103 сителем). Поэтому в 1959 г. головным разработчиком аппара- аппарата «Dyna Soar» стала фирма «Boeing», а заказ на создание ра- ракеты-носителя для его выведения в космос был передан ком- компании «Martin». Одноместный аппарат «Dyna Soar» компании «Boeing», отличавшийся большей простотой конструкции, проектировал- проектировался по схеме низкоплана с аэродинамическим качеством 1,5— 2,5. Общая длина изделия составляла 10,7 м, высота — 2,4 м, треугольное крыло, оснащенное вертикальными законцовка- ми с рулями направления, имело размах 6,2 м и стреловид- стреловидность по передней кромке 70°, максимальная нагрузка на крыло определялась в 145 кг/м2. Для управления в безвоздушном пространстве предусмат- предусматривались реактивные двигатели, расположенные в носовой и хвостовой частях аппарата. Однако силовой установки для активного маневрирования в космосе и при спуске на аппара- аппарате не было. Для проектируемого ВКС была выбрана радиационная теп- теплозащита, предполагающая использование жаропрочных мате- материалов: графита с цирконием (носовая часть), молибденового сплава с кремниевым покрытием (передние кромки), ниобия Аппарат Dyna Soar (отдельно показан щиток, закрывавший переднее остекление кабины при входе в атмосферу)
104 ДИЬ» А, ШУМИЛИН (обшивка фюзеляжа и крыла), никелевого сплава Rene-41 (си- (силовая конструкция) и т.п. В результате применения столь экзо- экзотичных материалов, допускавших нагрев до 1100 °С, доля теп- теплозащитных покрытий и силовой конструкции в общей массе изделия достигла 60%. Для довыведения аппарата «Dyna Soar» на околоземную орбиту предполагалось использовать твердотопливный двига- двигатель тягой 18,1 тис продолжительностью работы 13 с. Кроме того, этот РДТТ предназначался для аварийного увода изде- изделия при отказе ракеты-носителя, в том числе и в момент стар- старта. В последнем случае двигатель обеспечивал подъем ВКС на высоту 3 км, достаточную для выполнения пилотом маневра возвращения и посадки на аэродром; при усложнении ситуа- ситуации он мог катапультироваться. На разных этапах проектирования масса аппарата «Dyna Soar» менялась в диапазоне 4,5—7,7 т. В связи с этим рассмат- рассматривались и различные средства выведения ВКС — от модифи- модифицированной МБР «Титан-2» до ракет «Сатурн». Но в итоге наиболее оптимальным вариантом было признано использова- использование ракеты «Титан-ЗС». . Увеличение массы конструкции аппарата «Dyna Soar» при- приходилось компенсировать за счет полезного груза, что снижа- снижало эффективность практического применения изделия. В ре- результате летом 1962 г. Министерство обороны снизило приори- приоритет программы до уровня экспериментального проекта, получившего обозначение Х-20. Теперь в качестве основных задач пересмотренного проекта рассматривалось изучение ус- условий гиперзвукового полета, маневрирования в верхних сло- слоях атмосферы для посадки в заданном районе, оценка возмож- возможностей человека в управлении крылатыми аппаратами на всех этапах спуска, разработка новых технологий и т.д. Согласно новому графику работ в 1965 г. после серии брос- ковых испытаний с самолета должны были состояться субор- суборбитальные запуски двух аппаратов «Dyna Soar» в беспилот- беспилотном варианте. В ходе этих полетов предполагалось оценить работоспособность всех систем ракеты-носителя и ВКС. Затем в 1966 г. планировалось осуществить аналогичный запуск с человеком на борту, а позднее пилотируемый полет с выходом на околоземную орбиту. Всего проектом Х-20 предусматривалось выполнение 12 за- запусков аппарата «Dyna Soar» различной модификации. Общие
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЬ 1Q 5 затраты на изготовление нескольких образцов ВКС и проведе- проведение испытательных полетов оценивались примерно в 1 млрд долл. (или около 4,5 млрд долл. по курсу 2000 г.). Однако в конце 1963 г. Министерство обороны объявило о полном прекращении работ по программе, расходы на кото- которую к тому времени достигли 410 млн долл. В качестве основ- основных причин такого решения указывались значительные тех- технические сложности и высокие затраты, не соответствующие статусу экспериментального проекта. Летные испытания ВКС различных схем было признано целесообразнее проводить с беспилотными аппаратами, а целевые задачи разведки и ин- инспектирования космических объектов решать с помощью ав- автоматический спутников, а позднее пилотируемых кораблей «Джемини» и орбитальных станций военного назначения MOL (Manned Orbiting Laboratory). В то же время специалисты высказывались и о субъектив- субъективных факторах закрытия программы «Dyna Soar». Решение о создании ВКС принималось под впечатлением успехов СССР, без предварительных изысканий и должного обоснования. В конце 1950-х годов США не располагали единой програм- программой по освоению околоземного пространства, не были опреде- определены задачи военных и гражданских организаций, связанных с космическими разработками, й т.п. При этом Администра- Администрация президента Д. Кеннеди A917—1963), сменившая в 1961 г. правительство Д. Эйзенхауэра A890—1969), не была заинте- заинтересована в продолжении весьма сложного и рискованного про- проекта своих предшественников. По иронии обстоятельств разработка орбитальных станций MOL, продолжавшаяся в период с 1963 до 1969 г., также была прекращена в связи с резко возросшей эффективностью при- применения автоматических аппаратов, а для транспортного обес- обеспечения программ с участием человека («Аполлон» и «Скай- лэб») было решено использовать корабли со спускаемой бал- баллистической капсулой. ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ АППАРАТЫ И РАКЕТОПЛАНЫ Выбранные для национальной космической программы приоритеты предопределили резкое снижение объемов финан- финансирования работ по созданию ВКС. В связи с этим ВВС и NASA
106 ЯЬ» А. ШУМИЛИН были вынуждены ограничиться лишь летной отработкой опыт- опытных моделей. РАКЕТОПЛАН Х-15. В 1959 г. начались полеты экспериментальных самолетов Х-15А, оснащенных ракетными двигателями. Основной зада- задачей испытаний этих ракетопланов являлось изучение условий полета на гиперзвуковых скоростях и входа в атмосферу кры- крылатых аппаратов, оценка новых конструкторских решений, теплозащитных покрытий, психофизических аспектов управ- управления ВКС в верхних слоях атмосферы и т.п. В ходе запусков трех изготовленных ракетопланов, старт которых проводился с борта самолета В-52, были достигнуты рекордные для данного класса летательных аппаратов значе- значения скорости (М=6,72) и высоты A08 км) полета. Первое дос- достижение остается непревзойденным и поныне. Второе смести- сместилось на вторую позицию лишь в октябре 2004 г. Программа Х-15 стала вторым этапом проводившихся в США работ по освоению техники высокоскоростных полетов. В рамках первого этапа была разработана серия эксперимен- экспериментальных самолетов под общим (но не без исключений) обозна- обозначением «X». Каждый из таких аппаратов предназначался для исследования определенных проблем и отработки отдельных технологий. Среди первых скоростных самолетов, большая часть из которых оснащалась ракетными двигателями; следу- следует упомянуть Х-1, на котором в 1947 г. впервые был преодо- преодолен сверхзвуковой барьер, D-558—2 Skyrocket, предназначав- предназначавшийся для оценки стреловидного крыла с дозвуковым профи- профилем, Х-3 и Х-2, использовавшиеся для исследования термодинамических нагрузок на скоростях М=2—3. Вопрос о необходимости разработки нового эксперименталь- экспериментального самолета, способного совершать гиперзвуковые полеты на высотах 20—80 км, стал обсуждаться военными и граждан- гражданскими специалистами в начале 1950-х годов. Побудительны- Побудительными мотивами к созданию нового ракетоплана, по своим харак- характеристикам существенно превосходящего предшествующие мо- модели, стали результаты анализа попавших к американцам материалов Э. Зенгера и И. Бредт по высокоскоростному стра- стратегическому бомбардировщику. Общая концепция проекта 1226, позднее названного Х-15, была утверждена в конце 1954 г. Программа с исходной сто-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США имостью 163 млн долл. выполнялась совместными усилиями ВВС (общее руководство работами и их финансирование), ВМС (финансовое участие) и NACA (технический контроль и проведение летных испытаний). В конкурсе на создание ракетоплана, способного развивать скорость до 2 км/с на высотах около 75 км, приняли участие четыре промышленных компании «Bell», «Douglas», «Republic» и «North American Aviation», ставшая в итоге победителем. Весьма нетипично по современным понятиям, но, узнав о вы- выборе заказчиков, руководство фирмы «North American» (впо- (впоследствии приобретенная корпорацией «Rockwell»), несколько недель обдумывало целесообразность своего участия в проек- проекте: компания была достаточно загружена по военным програм- программам, а этот авангардный проект с объемом заказа в три изде- изделия, жесточайшими техническими требованиями, новыми кон- конструкционными материалами и методами производства сулил лишь головную боль. Тем не менее консенсус был достигнут. Самолет Х-15А проектировался по схеме среднеплана с пря- прямым трапециевидным крылом, оборудованным закрылками. Относительная толщина профиля крыла — 5%, передняя кромка с углом стреловидности 25° имеет радиус закругления 6 мм. В качестве управляющих поверхностей использовались диф- дифференциальный стабилизатор и два киля — основной и под- фюзеляжный — с поворотными концевыми секциями (закон- цовка нижнего киля перед посадкой отбрасывалась). Непод- Неподвижные секции килей оснащались тормозными щитками. Поскольку частично полет самолета Х-15А должен был проходить за пределами атмосферы, то аэродинамическая си- система управления была дополнена реактивными двигателями ориентации и стабилизации, работающими на перекиси водо- водорода. Блоки с 12 двигателями тягой 18—50 кг монтировались в носовой части аппарата и на законцовках крыла. Управле- Управление работой этих ЖРД осуществлялось с помощью отдельной ручки управления (всего их в кабине было три). Пространственное положение ракетоплана контролирова- контролировалось по показаниям инерциальных блоков. Первоначально са- самолеты оснащались системой наведения фирмы «Sperry Gyroscope», а позднее блоками компании «Honeywell», подго- подготовленными для аппарата «Dyna Soar». Для пилота, находившегося в герметизированной кабине, был разработан специальный высотный скафандр, полностью
108 ЗШш> А, ШУМИЛИН обеспечивающий условия жизнедеятельности. Таким образом, ракетоплан Х-15Астал своеобразным прототипом перспектив- перспективных космических кораблей. Силовая конструкция планера изготавливалась в основном из нержавеющей стали и титана, внешняя обшивка из жаро- жаропрочного никелевого сплава инконель (Inconel-X), способного выдерживать температуры от -184 °С до 650 °С. Около 65% сбо- сборочных соединений в конструкции выполнялось сваркой. Наибольшие проблемы при разработке самолетов Х-15А воз- возникли с созданием силовой установки. Проектированием кис- кислородно-аммиачного двигателя XLR-99 с пустотной тягой 31,7 т (на земле 25,8 т) занималась фирма «Reaction Motors» (под- (подразделение компании «Thiokob). Обеспечение требуемых ха- характеристик (масса — 280 кг, повторный запуск, дросселиро- дросселирование тяги — до 40%) существенно задержали его поставку. Поэтому во избежание срыва сроков начала летных испы- испытаний аппаратов Х-15Абыло предложено на первых двух из- изделиях установить два четырехкамерных двигателя XLR-11 тя- тягой по 3,6 т. Ранее эти ЖРД, работавшие на жидком кислоро- кислороде и спирте, использовались на ракетоплане Х-1. Сборка первого самолета Х-15Абыла завершена в октябре 1958 г. На торжественной церемонии передачи изделия заказчи- заказчикам присутствовал вице-президент США Ричард Никсон A913— 1994), поскольку на фоне успешных космических запусков в СССР данный проект стал вопросом национального престижа. Подготовка к испытаниям ракетопланов Х-15А длилась около года — первый планирующий полет после отделения от самолета-носителя аппарат совершил в июне 1959 г., а с за- запуском двигательной установки спустя три месяца. Для про- проведения летных испытаний аппаратов Х-15Абыли переобору- переоборудованы два бомбардировщика В-52. Ранее использовавшиеся^ для запусков экспериментальных моделей самолеты В-29 и В-50уже не подходили по своим характеристикам. На само- самолете В-52 новые ракетопланы крепились под правом крылом на специальном пилоне. Запуски аппаратов Х-15Апосле сброса с самолета-носите- самолета-носителя над территорией шт. Невада проводились в юго-западном направлении с посадкой на базе Эдвардз (шт. Калифорния). Для обеспечения полетов выделялся воздушный коридор дли- длиной 780 км и шириной 90 км с запасными аэродромами и РЛС, принимавшими информацию с борта ракетоплана (на самих
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США аппаратах размещалось около 600 кг контрольно-измеритель- контрольно-измерительного оборудования, включая примерно 1000 датчиков давле- давления, температуры и прочих параметров). Отделение ракетоплана происходило на высоте примерно 13,5 км. Практически сразу же пилот включал маршевый дви- двигатель. В зависимости от задач полета, длившегося 10—12 мин, траектория ВКС представляла собой либо «горку» (при дости- достижении максимальных высот), либо имела горизонтальный уча- участок для разгона модели на высоте около 30 км. Уже на 15 полете (май 1960 г.) аппарат Х-15А, развив ско- скорость 3377 км/ч, побил прежний неофициальный рекорд ско- скорости, установленный в 1956 г. на ракетоплане Х-2. С начала 1961 г, после того как на аппаратах стал применяться штат- штатный двигатель XLR-99, сложность испытаний резко возросла. В августе 1963 г. был установлен неофициальный рекорд вы- высоты — 108 км. (В соответствии с американскими правилами, летчикам совершившим полет на высоте свыше 80 км, присваивается звание астронавта.) После трех лет испытаний NASA, решив большую часть аэродинамических задач программы, постепенно стало прово- проводить на борту самолетов Х- 15А прикладные и научные экспе- эксперименты. Тематика исследований была разнообразной: испы- испытания теплозащиты для ракеты «Сатурн», отработка навига- навигационного оборудования для программы «Аполлон», замеры плотности атмосферы, съемка звезд в ультрафиолетовом диа- диапазоне, сбор микрометеоритов, исследования солнечного спек- спектра и другие. К 1964 г. объем данных по подобным исследованиям и эк- экспериментам в интересах перспективных программ составил примерно 65% от всей целевой информации, полученной при запусках самолетов Х-15; а к 1968 г., когда их испытания были завершены, эта величина существенно возросла. В 1962 г. был утвержден план мероприятий по подготовке одного из аппаратов Х-15Ак полетам со скоростью М=8. Для увеличения продолжительности активного участка второй лет- летный образец, поврежденный при аварийной посадке, был осна- оснащен подвесными топливными баками длиной 6,7 м и диамет- диаметром 0,96 м. После выработки запаса топлива массой 6,1 т и от- отделения от ВКС на высоте 21,6 км при скорости 0,61 км/с баки возвращались на землю с помощью парашютной системы.
110 А. ШУМИЛИН Проекции самолета Х-15А-2 Кроме того, центральная часть фюзеляжа модернизирован- модернизированного аппарата, получившего обозначение Х-15А-2, была удли- удлинена на 0,73 м. В полученном дополнительном объеме были размещены баки для жидкого водорода, который предполага- предполагалось использовать при запусках экспериментального ПВРД. Сам двигатель должен был устанавливаться на месте подфю- зеляжного киля. Ниже после характеристик базовой модели приведены по- показатели ракетоплана Х-15А-2: — длина— 15,25 м, 15,98 м; — высота — 3,96 м, 4,3 м; — размах крыла — 6,7 м; — площадь крыла — 18,6 м2; — стартовая масса — 15,1 т, 25,4 т; — «сухая» масса — 6,8 т, 8,3 т; — продолжительность работы ЖРД — 80 с, 150 с. Модель Х-15А-2 была облетана летом 1964 г. По результа- результатам предварительных испытаний специалисты рассчитали мак- максимально возможную скорость полета — М = 7,4 (для ее уве- увеличения потребовались бы более сложные доработки конст- конструкции планера и силовой установки).
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДИЬ 111 Подготовка к скоростным полетам заняла около двух лет. Особое внимание уделялось созданию теплозащиты ракето- ракетоплана, поскольку нагрев передних кромок крыла прогнозиро- прогнозировался на уровне 1040—1100 °С (против зарегистрированных ранее 716 °С). По отдельному контракту с NASA компания «Martin» разработала абляционный материал MA-25S, представляю- представляющий собой силиконо-смоляную основу с наполнителем, ак- активатором и стеклянной пудрой. Этим материалом, имею- имеющим плотность 447 кг/м3, покрывалась с различной толщи- толщиной @,4—7,6 мм) практически вся поверхность самолета площадью 111м2. Низкие прочностные характеристики покрытия MA-25S не позволяли его использовать на передних кромках крыла и опе- оперения. В этих местах устанавливались литые профили из мате- материала ESA-3560, изготовленного на силиконовой основе со стек- стеклотканью. Плотнооть этого вещества составляла 862 кг/м3. Об- Общая же масса теплозащиты ВКС достигла 204 кг. Выбор теплозащитных покрытий самолета Х-15А-2 предоп- предопределялся не только их техническими, но и эксплуатацион- эксплуатационными характеристиками. Одним из основных требований, предъявлявшихся к теплозащите, был непродолжительный период повторного нанесения материалов на изделие. Для по- покрытия MA-25S этот показатель составлял пять недель. Однако практически теплозащита на аппарате Х-15А-2 ис- использовалась только однажды — при запуске ракетоплана 3 октября 1967 г., когда была развита рекордная скорость 2020 м/с, соответствующая М=6,72 (вкл. 16). В ходе этого полета на подфюзеляжном киле ракетоплана был подвешен макет перспективного ПВРД. Возникшие при его обтекании скачки уплотнения образовали в хвостовой час- части сложную аэродинамическую интерференцию, вызвавшую семикратный рост тепловых нагрузок. В результате этого (не- (неизвестного ранее) эффекта наложения тепловых потоков от различных скачков уплотнения температура на передней кром- кромке киля достигла 1650 °С. После скоротечного уноса абляци- абляционного покрытия и разрушения конструкции пилона макет дви- двигателя был сорван, а в подфюзеляжном киле образовался про- прогар размерами 7,5x15,5 см, что привело к повреждениям коммуникаций хвостового отсека самого ракетоплана. Тем не менее пилоту удалось совершить нештатную посадку.
112 ¦»» А. ШУМИЛИН Проведенный анализ состояния самолета вынудил NASA и ВВС отказаться не только от дальнейших экспериментов с ПВРД, но и вообще от новых скоростных полетов. Восстанов- Восстановленный аппарат был передан в музей. Также остались нереализованными планы оснащения од- одного из аппаратов Х-15А дельтавидным крылом большой стре- стреловидности и с вертикальными законцовками (в такой конфи- конфигурации изделие несколько напоминало ВКС «Dyna Soar»). Для обеспечения скорости полета до М=8 предлагалось, как и в случае с моделью Х-15А-2, удлинить фюзеляж и использовать подвесные топливные баки. Затем на базе этой модификации планировалось изготовить ракетоплан, рассчитанный на достижение скорости М=12. Его силовая установка должна была комплектоваться более мощ- мощным разгонным ЖРД, например кислородно-водородным J-2S — модернизированным вариантом двигателя с верхней сту- ступени ракеты «Сатурн», а также ПВРД со сверхзвуковым горе- горением. Отличительной особенностью последнего двигателя яв- являлось то, что он в отличие от неудачно испытанного макета не монтировался на пилоне, а являлся составным элементом нижней части фюзеляжа (так называемая интегральная ком- компоновка). Несмотря на утрату одного из самолетов и гибель его пи- пилота в 1967 г., программа Х-15 считается наиболее успешной из экспериментальных проектов. При запусках изделия были получены уникальные данные о гиперзвуковых режимах по- полета крылатых аппаратов. В частности, было установлено, что при гиперзвуковом обтекании в пограничном слое формирует- формируется турбулентный поток, а не ламинарный, как предполагалось ранее, при этом удельные тепловые потоки оказались несколько меньше расчетных; что поверхностное трение при сверхзвуко- сверхзвуковых скоростях также ниже теоретического значения; что кре- крестообразное хвостовое оперение крайне затрудняет управление по крену при входе в плотные слои атмосферы с большими углами атаки, и многое другое. Летные испытания самолетов Х-15 продемонстрировали широкие возможности пилотов по управлению высокоскорос- высокоскоростными летательными аппаратами на всех этапах полета. В ря- ряде случаев, эффективно используя ЖРД ориентации и аэроди- аэродинамические исполнительные элементы, летчики осуществля- осуществляли вход в атмосферу на скорости М=6 с углом наклона
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США траектории -38° и при угле атаки аппарата 26°. Также успеш- успешно выполнялось маневрирование и управление энергией само- самолета на переходных режимах спуска и при посадке. * Наконец, полеты ракетопланов подтвердили возможность эффективной работы человека в условиях невесомости. Стати- Статистика начального периода испытаний свидетельствует, что в 13 из первых 44 запусков без вмешательства пилота (или сра- срабатывания резервных систем) самолет неминуемо потерял бы управление. Всего за весь период летных испытаний было осуществле- осуществлено 199 полетов самолетов Х-15 (в стремлении завершить про- программу круглой цифрой было предпринято 11 безуспешных попыток очередного старта, однако большей частью из-за по- погодных условий двухсотый полет так и не состоялся). При 109 запусках ракетопланы развили скорость свыше М—5, при четырех испытаниях — свыше М — 6. Полученные в ходе программы Х-15 данные широко исполь- использовались в последующих проектах, в том числе и при создании. МТКС «Спейс Шаттл», также проектировавшейся фирмой «North American». Более того, реально достигнутые при разра- разработке и испытаниях ракетопланов характеристики стали осно- основой для определения технических и эксплуатационных показа- показателей перспективных многоразовых транспортных систем. Так, например, на разработку и изготовление планера, а также на проведение летных испытаний было израсходовано 45% бюд- бюджета программы A63 млн долл. по курсу 1957 г.); на создание маршевого ЖРД— треть указанной суммы. В итоге удельная стоимость готового двигателя составила 13 024 долл./кг, плане- планера— 4260 долл./кг, инерциальной системы наведения 10 375 долл./кг (для аналогичной системы аппарата «Dyna Soar» этот показатель определялся 14 724 долл./кг). Затраты на проведение одного полета самолета Х-15А в сред- среднем составили 602 тыс. долл., из которых около 270 тыс. долл. тратились на послеполетное обслуживание и ремонт изделия. Продолжительность предстартовой подготовки, в которой было занято около 25 человек, менялась в пределах 20—40 дней. Большую часть времени C8%) занимало текущее обслужива- обслуживание аппаратов, 12% уходило на ожидание хорошей погоды, 11% — на восстановительный ремонт конструкции (в основном шасси и остекления фонаря кабины), 7% — на ре- ремонт двигательной установки.
А. ШУМИЛИН Некоторые из приведенных значений были использованы NASA в качестве контрольных параметров при подготовке тех- технического задания на разработку МТКС «Спейс Шаттл», на- начавшейся в 1970 г. Шестидесятые же годы были полностью посвящены лун- лунной программе. Поэтому работы по перспективным ВКС оста- остались на уровне экспериментальных проектов, в ходе которых проводились запуски масштабных моделей, исследовались про- проблемы пилотирования аппаратов различных схем на сверх- и дозвуковых скоростях, создавались новые технологии... АППАРАТЫ М2 И HL-10. В начале 1950-х годов на основе теоретических и экспери- экспериментальных исследований наиболее оптимальной формой го- головных частей перспективных баллистических ракет был при- признан затупленный носовой конус. Возникающий перед таким аппаратом при входе в плотные слои атмосферы отсоединен- отсоединенный скачок уплотнения существенно снижает тепловые нагруз- нагрузки на конструкцию и дает возможность, уменьшив толщину теплозащитных покрытий, увеличить массу боезаряда. В то. же время участвовавшие в этих работах специалисты NACA обнаружили, что эта зависимость в целом сохраняется и для полуконусов. Более того, ими была выявлена и другая особенность подобных тел: при гиперзвуковом обтекании за счет разницы давления потока на верхнюю и нижнюю поверх- поверхность создается подъемная сила, позволяющая существенно, в сравнении с баллистическими капсулами, увеличить манев- маневренность изделия при сходе с орбиты. По своим планирующим характеристикам летательные ап- аппараты с несущим корпусом (такое название получила данная схема) занимают промежуточное положение между орбиталь- орбитальными самолетами и баллистическими капсулами. Если пер- первые, обладающие гиперзвуковым качеством в 2,5—2,8, как, например, «Dyna Soar» и Х-15, обеспечивают при возвраще- возвращении на Землю значительную боковую дальность и небольшие перегрузки, то капсулы затупленной конической или сфери- сферической формы с качеством 0,25—0,5, как у кораблей «Дже- мини» и «Аполлон», характеризуются прямо противополож- противоположными определениями названных параметров. Кроме того, использование спускаемых капсул в составе пилотируемых кораблей требует значительных затрат на обес-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США <—ШЁ- 115 печение запуска и возвращение. Расчеты показали, что для гарантированного спасения отстреленной капсулы от отказав- отказавшей ракеты-носителя вдоль трассы полета необходимо разме- разместить около 15 кораблей, тогда как для крылатого аппарата требуется только три судна, а это на порядок снижает стои- стоимость поисково-спасательных работ. Меньшая маневренность аппаратов с несущим корпусом несколько увеличивает пло- площадь района аварийной посадки и соответственно задейство- задействованных кораблей, но и в этом случае экономия средств в срав- сравнении с первым вариантом будет весьма ощутимой — затраты сократятся примерно в 6 раз. К другим достоинствам «несущих корпусов» следует отне- отнести высокое конструктивное совершенство (отсутствие крыль- крыльев, являющихся при запуске пассивной массой, и высокая плотность компоновки), возможность многоразового примене- применения, более низкая в сравнении с традиционными ВКС стои- стоимость разработки и т.п. Поэтому такие системы не могли не привлечь к себе внимания специалистов. В конце 1950-х годов специалистами Лаборатории им. Эй- Эймса, позднее получившей статус центра, была рассчитана мо- модель спускаемого аппарата в виде затупленного полуконуса с плоской верхней поверхностью. Для путевой устойчивости предполагалось использовать два вертикальных киля, продол- продолжавших обводы фюзеляжа. Возвращаемый космический аппарат такой конфигура- конфигурации, названной М2, имел гиперзвуковое качество в преде- пределах 1,4—1,'5 единиц и допускал маневры в боковой плоско- плоскости в пределах 630—1450 км, а дальность его полета при сходе с орбиты достигала 5400 км (для капсулы типа «Апол- «Аполлон» последние два показателя составляли 90—180 км и 900—1800 км соответственно). Параллельно с Центром Эймса аналогичные исследования велись и в Центре Лэнгли, сотрудниками которого было про- просчитано несколько схем для будущих ВКС с несущим корпу- корпусом. Среди рассмотренных вариантов наиболее перспективным был признан проект с обозначением HL-10 («Horizontal Landing» — «Горизонтальная посадка»; 10 обозначала поряд- порядковый номер предложенной модели). По своей схеме аппарат HL-10 существенно отличался от модели М2: почти круглая (в миделе) верхняя поверхность с тремя килями и плоское, немного выгнутое днище.
116 ДИи» А. ШУМИЛИН Учитывая высокие технико-эксплуатационные характери- характеристики подобных аппаратов, в 1961 г. NASA совместно с ВВС рассмотрело предложения по их использованию в рамках лунной программы для возвращения астронавтов на Землю, а позднее в качестве средства спасения экипажа аварийного ко- корабля «Аполлон», находящегося на низкой околоземной ор- орбите. Однако ни один из этих проектов принят не был. Несмотря на существенное сокращение ассигнований на экспериментальные проекты, работы по несущим корпусам были продолжены, но благодаря усилиям энтузиастов отдель- отдельных подразделений NASA. Один авиамоделист, ознакомившись со схемой аппарата М2, изготовил его масштабную модель и провел серию бросковых испытаний с небольшого беспилотно- беспилотного самолета. После ряда доработок изделие стало демонстри- демонстрировать неплохие летные характеристики. Реальные успехи дали основание конструктору показать видеозапись полетов модели руководству Центров Эймса и Драйдена, наиболее активно занимавшихся перспективными летательными аппаратами. Результаты смотрин превзошли ожидания — директор Центра Драйдена выделил из резерв- резервных фондов 10 тыс. долл. на изготовление полномасштабного аппарата и помог найти фирму-изготовителя, а директор Цен- Центра Эймса согласился провести аэродинамические испытания готовой модели. Сборка аппарата M2-F1 («Manned»— «Пилотируемый», «Flight» — «Летный образец») началась осенью 1962 г. в од- одном из ангаров Центра Драйдена. Силовая конструкция моде- модели длиной около 6 м изготовлялась из алюминиевых трубок, корпус — из фанеры (допуск на обводы фюзеляжа определял- определялся 1,6 мм). На верхней (прямой) кромке хвостовой части изде- изделия монтировались два элевона. Внешние алюминиевые кили, расстояние между которыми составляло 2,9 м, оснащались рулями направления; кроме того, на них с некоторым накло- наклоном монтировались элевоны длиной по 68 см. Хорошие результаты продувок в аэродинамической трубе летной модели M2-F1, выполненных в феврале 1963 г., позво- позволили приступить к рулежным испытаниям. Однако здесь ста- стали возникать проблемы — в Центре Драйдена не нашлось под- подходящего средства для разгона изделия массой 450 кг. Но среди участников работ оказался профессиональный автогонщик, который помог приобрести по дешевке «Понтиак» с форсиро-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ванным двигателем. Этот автомобиль обеспечивал разгон мо- модели до скорости 160—195 км/ч. Начало испытаний также оказалось не очень удачным. Незначительные элементы управления отличались низкой эф- эффективностью и не обеспечивали должной стабилизации изде- изделия, при этом отрицательное влияние оказывали и спутный поток от автомобиля. Проблемы были решены путем усовер- усовершенствования управляющих поверхностей и отказа от цент- центрального киля. Добившись хорошей управляемости аппарата M2-F1, ин- интенсивность его испытаний резко увеличилась (в общей слож- сложности было выполнено свыше 60 рулежных пробежек); в ряде прогонов высота подъема модели над поверхностью достигала 6 м — ну это уже был практически свободный полет. Воодушевленные успехами участники проекта во главе с пилотом NASA Милтоном Томпсоном A926 г.р.) — единствен- единственным гражданским летчиком, когда-то отобранным в группу испытателей ВКС «Dyna Soar», — уговорили директора Цен- Центра Драйдена на отцепку аппарата от автомобиля для само- самостоятельного планирования. Директор пошел на риск, санкционировав эти эксперимен- эксперименты. Но это было ничто по сравнению с его последующим разре- разрешением начать бросковые испытания модели с высоты 3—4 км, куда она буксировалась самолетом С-47. Для выполнения подобных полетов на аппарате было смон- смонтировано катапультируемое кресло массой 77 кг, подготовлен- подготовленное фирмой «Weber» за два месяца. Кроме того, модель была оснащена аварийными двигателями для увеличения скорости при нештатной посадке. Первый планирующий полет аппарата M2-F1 состоялся 16 августа 1963 г. После отделения от буксировщика летчик выполнил ряд маневров, в ходе которых была оценена эффек- эффективность рулей направления и элевонов. На высоте 610 м пи- пилот приступил к выравниванию модели для посадки. В целом аппарат продемонстрировал хорошую управляе- управляемость и устойчивость. Однако при определенных режимах по- полета было зафиксировано явление ¦голландского шага» («Dutch roll»), заключающееся в возникновении при небольших углах атаки резких колебаний в плоскости крена или рыскания; так- также отмечалась чувствительность изделия к порывам ветра (по- (поэтому на начальном этапе испытания проводились при скоро-
А. ШУМИЛИН сти ветра не выше 2,5 м/с, позднее этот критерий был смяг- смягчен до 5—7,2 м/с). Директор NASA узнал об осуществленном полете лишь из запроса одного из конгрессменов, прочитавшего об экспе- эксперименте в одной из газет. Как водится, руководство Центра Драйдена ждали серьезные неприятности, но весомыми до- доводами в его защиту были эффектный полет принципиально- принципиального нового аппарата и низкая стоимость выполненных работ (около 30 тыс. долл.). Поэтому после традиционного «разбора полета» и проведе- проведения доработок изделия испытания были продолжены. Доста- Достаточно успешная реализация программы M2-F1 (всего было осу- осуществлено около 90 планирующих полетов с небольшим ко- количеством аварийных ситуаций), создали весомые предпосылки для расширения работ по данной тематике. Летом 1964 г. NASA заключило с компанией Northrop кон- контракты на разработку двух экспериментальных ракетопланов M2-F2 и HL-10, предназначенных для изучения характерис- характеристик аппаратов с несущим корпусом на небольших сверхзвуко- сверхзвуковых скоростях. Данные модели, изготовленные из алюминие- алюминиевого сплава, предлагалось комплектовать ЖРД тягой около 4 т. Их запуски, как и ракетоплана Х-15, должны были осу- осуществляться на высоте примерно 13 км с подкрыльевого пи- пилона самолета В-52. По внешнему облику первая модель в основном повторяла базовое изделие — аппарат M2-F1: полуконус с плоской верх- верхней поверхностью оснащался двумя вертикальными килями без внешних элевонов, их рули направления допускают ис- использование в качестве тормозных щитков. Для расширения обзора кабина пилота была смещена вперед, а носок изделия имел остекление. В целях улучшения условий обтекания и снижения сопротивления корпус модели был несколько удли- удлинен. В хвостовой части аппарата M2-F2 размещался подфюзе- ляжный щиток для управления по тангажу, верхняя поверх- поверхность корпуса завершалась парой щитков-элевонов, в проти- вофазе обеспечивавших управление по крену. Корпус аппарата HL-10, наоборот, представлял собой пере- перевернутый полуконус с плоским днищем й закругленной верх- верхней частью фюзеляжа. Кроме того, эта модель имела централь- центральный киль. На верхней поверхности хвостовой части монтирова- монтировались два трапециевидной формы элевона с небольшими
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 119 Аппарат M2-F2 на подкрыльевом пилоне самолета В-52 щитками. Центральный киль имел разрезной руль направле- направления, а на внешних килях монтировались балансировочные па- панели. Эти панели вместе с щитками элевонов применялись для стабилизации изделия только на этапах транс- и сверхзвуково- сверхзвукового полета; после активного участка при планировании на ско- скорости М=0,6—0,8 они фиксировались во избежании резкого сни- снижения аэродинамического качества при посадке. Расчетная ско- скорость приземления оценивалась примерно в 360 км/ч. Поскольку разработка ракетопланов M2-F2 и HL-10 велась в достаточно жестких финансовых ограничениях (всего на оба проекта было выделено 1,8 млн долл.), то в целях экономии средств обе модели комплектовались уже готовыми элемента- элементами и узлами: основное шасси было взято с истребителя F-5 (модификации Т-38), передняя опора —с тренировочного самолета Т-39, катапультируемое кресло^— с истребителя F-106, которое обеспечивало покидание аппаратов даже при транспор- транспортировке самолетом В-52, и т.п.
А. ШУМИЛИН Приборное оборудование моделей M2-F2 и HL-10 также от- отличалось простотой — при первых полетах на них отсутство- отсутствовали даже датчики пространственного положения. Среди ос- основных измерительных приборов назывались высотомер, ак- акселерометр, датчики скорости, угла атаки и скольжения. Оба аппарата оснащались однотипным двигателем XLR-11 тягой 3,6 т, применявшимся непродолжительное время на са- самолете Х-15. Для увеличения дальности полета при аварий- аварийной посадке на аппаратах монтировались вспомогательные ЖРД, работавшие на перекиси водорода. При выполнении бросковых испытаний топливные баки моделей заполнялись водой общей массой 1,81 т. Основные характеристики аппаратов M2-F2 и HL-10 представлены в таб- таблице 2.1. Первый планирующий полет аппарата M2-F2 состоялся 12 июля 1966 г. Модель массой 2,67 т была отделена от само- самолета В-52 на высоте 13,5 км при скорости 697 км/ч (М = 0,6). Снизившись до высоты 11,8 км, пилот М. Томпсон совершил левый разворот на 90° с углом крена 45°. Аналогичный вираж был выполнен перед заходом на посадку. Выравнивание моде- модели началось при горизонтальной скорости 504 км/ч. Постепенно скорость снижения была уменьшена с 75 до 3 м/с, а горизон- горизонтальная скорость при касании поверхности земли составила 306 км/ч. Автономный полет изделия продолжался 3 мин 37 с. При 16-м полете A0 мая 1967 г.) произошла аварийная посадка, едва не стоившая жизни пилоту. Причиной потери управления изделием стал «голландский шаг», при котором угол крена достигал 140°. Полуразрушенный аппарат М2-Р2было решено восстано- восстановить и существенно доработать конструкцию. Для обеспече- обеспечения поперечной устойчивости на модели, получившей обозна- обозначение M2-F3, был установлен центральный киль, а также бло- блоки реактивных двигателей системы управления. Бросковые испытания аппарата M2-F3 возобновились в июне 1970 г., первый полет изделия с включением маршевого ЖРД состоялся спустя полгода. На заключительном этапе лет- летных испытаний, завершившихся в 1972 г., ракетоплан M2-F3 использовался для решения ряда вспомогательных за- задач, например, для отработки системы дистанционного управ- управления изделием (подобное оборудование предполагалось создать для МТКС «Спейс Шаттл»), а также для оценки летных ха-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 121 рактеристик модели при предельно допустимых высотно-ско- ростных режимах полета. Начало бросковых испытаний аппарата HL-10 с самолета В-52 также было осложнено серьезными проблемами. После первого же автономного полета, состоявшегося в декабре 1966 г., модель потребовала серьезных доработок — управляе- управляемость изделия в поперечном направлении была признана край- крайне неудовлетворительной, при разворотах эффективность эле- элевонов резко падала. Для устранения недостатков потребова- потребовалась существенная доработка внешних килей, формирующих поток над управляющими поверхностями. Планирующие полеты модели HL-10 продолжились лишь весной 1968 г. При двенадцатом испытании, осуществленном в октябре указанного года, впервые был произведен запуск маршевого ЖРД. Предполетная подготовка аппарата HL-10
122 А. ШУМИЛИН Так же как и модель M2-F3, аппарат HL-10 использовал- использовался в интересах программы «Спейс Шаттл». Последние два его полета, выполненные летом 1970 г., были посвящены от- отработке посадки с включенной силовой установкой (в ходе этого эксперимента предполагалось оценить эффективность применения вспомогательных двигателей на заключительном этапе спуска орбитальной ступени МТКС). В этих целях ос- основной двигатель модели XLR-11 был заменен тремя ЖРД на перекиси водорода. В целом эксперимент прошел успешно — работавшие при посадке двигатели позволили уменьшить угол глиссады с 18° до 6°. Однако, как отметил пилот аппарата, несмотря на ак- активную работу наземных средств наведения, некоторые слож- сложности возникли при определении момента включения ЖРД. За весь период испытаний аппарата HL-10 было выполне- выполнено 37 стартов. При этом модель (в комплектации с основным двигателем) установила рекордные для всех ракетопланов с несущим корпусом показатели скорости (М=1,86) и высоты полета B7,5 км). Таблица 2.1 Основные характеристики ракетопланов M2-F2 (M2-F3) и HL-10 Модель Длина, м Поперечный размер, м Высота, м Площадь в плане, м2 Гиперзвуковое качество Дозвуковое качество Стартовая масса, т Посадочная масса, т Сроки испытаний Число полетов Максимальная скорость, м Максимальная высота, км M2-F2 (M2-F3) 6,76 2,92 2,69 14,86 1,2 3,1 4,08 2,13-3,63 1966—1972 43 1,67 21,8 HL-10 6,76 4,6 3,48 15,05 1,3 3,3 4,26 2,4-3,63 1966-1970 37 1,86 27,5
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США МОДЕЛИ ASSET. Высокая сложность программы «Dyna Soar», приведшая в конечном счете к ее закрытию, выявила невозможность со- создания в ближайшие годы подобных воздушно-космических самолетов. В связи с этим, а также вследствие жестких фи- финансовых ограничений ВВС были вынуждены радикально из- изменить стратегию работ по маневренным трансатмосферным аппаратам, а именно: сосредоточиться на освоении необходи- необходимых технологий в рамках небольших экспериментальных про- проектов. Тем не менее большая часть НИОКР по данному направле- направлению была объединена и согласована с общими задачами комп- комплексной программы START («Spacecraft Technology and Advanced Reentry Tests» — «Испытания технологий возвраще- возвращения перспективных космических аппаратов»). Первым этапом этой долгосрочной программы стал проект ASSET («Aerothermodynamic/Elastic Structural Systems Environmental Tests» — «Аэротермодинамические испытания конструкции»), прежде имевший задачу отработки основных элементов аппа- аппарата «Dyna Soar». В ходе реализации пересмотренного проекта Asset, затра- затраты на который составили 34 млн долл., в 1963—1965 гг. были произведены запуски шести беспилотных крылатых аппара- аппаратов — четырех модели ASV («Aerothermodynamic Structural Vehicle») и двух модели AEV («Aerothermoelastic Vehicle»). Первые из них предназначались для испытаний новых конст- конструкционных материалов и изучения условий полета при вхо- входе в атмосферу со скоростью 5—6 км/с, а аппараты второго типа использовались для оценки прочностных характеристик конструкции изделия (вибраций, деформации, флаттера и т.п.). При стартовой массе 500—550 кг модели ASV и AEV, из- изготовленные по заказу ВВС фирмой «McDonnell Aircraft», име- имели идентичную конфигурацию: длина— 1,73 м, размах кры- крыла— 1,5 м, стреловидность— 70° (как и у аппарата «Dyna Soar»), аэродинамическое качество при гиперзвуковых скоро- скоростях оценивалось в 1. На аппаратах Asset была применена радиационная тепло- теплозащита. Носовой конус и большая часть нижней поверхности моделей изготовлялись из молибденового сплава TZM; специ- специальное покрытие W-3 на основе кремния и бора обеспечило стойкость молибдена к окислению до температур 1690 °С. Не-
124 А. ШУМИЛИН Вариант аппарата Asset с бортовым двигателем посредственно носок изделия выполнялся из керамики с дву- двуокисью циркония;, на одном из аппаратов ASV для экспери- эксперимента использовался носок из вольфрама, покрытого окисью тория. Передние кромки собирались из графитовых элемен- элементов, часть крыла и фюзеляжа изготавливались из ниобия, хво- хвостовой отсек покрывался панелями на основе кобальта. Сило- Силовая конструкция была выполнена из алюминия и титана. Аппараты ASV оснащались восемью реактивными двига- двигателями тягой 0,9—2,2 кг. Два работающих на перекиси водо- водорода ЖРД были установлены в хвостовом отсеке, остальные монтировались в задней части крыльев. Для спасения моде- моделей использовались парашютная система и надувные балло- баллоны, которые обеспечивали их плавучесть после приводнения. Во избежание помех при замерах деформации конструкции реактивные двигатели на аппаратах AEV не применялись. Един- Единственным управляющим элементом изделия являлся подфюзе- ляжный щиток размером 0,3 х 0,6 м с углом отклонения в на- набегающий поток 1,3°. Для изучения флаттера в хвостовом отсе- отсеке была установлена гофрированная перегородка B0 х 25 см) и механизм ее принудительной вибрации (своеобразный молоток, производящий удары каждые шесть секунд). По диссонансу с колебаниями от внешних нагрузок специалисты определяли характер и параметры реального флаттера. Поскольку спасе-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИЕ 12 5 ние моделей AEV не предусматривалось, то все результаты экс- экспериментов передавались по радиоканалам. Для выведения аппаратов Asset использовались ракеты «Тор» и «Дельта»; все запуски производились со стартовой площадки LC-17B космодрома на м. Канаверал. Примерная схема испытаний была такова: лосле достижения высоты 50— 65 км ракета делала «горку» для увеличения скорости полета до заданного значения, затем проводились отключение мар- маршевого ЖРД и увод разгонной ступени. Отделение моделей AEV осуществлялось при скорости 3,96 км/с, моделей ASV — на скоростях 4,87—5,94 км/с; угол атаки аппаратов при входе в плотные слои атмосферы варьи- варьировался в пределах 20—38е. Для регистрации параметров по- полета использовалось около сотни датчиков (на первой модели ASV замеры температуры производились 59 приборами, дав- давления — 35, деформации — 6 и ускорения — 4). Подготовка к развертыванию парашютной системы (у мо- моделей ASV) начиналась на высоте 22 км при скорости полета 422 м/с. После стабилизации изделия тормозным парашютом основной купол раскрывался на высоте 7,5 км. Из шести осуществленных по программе Asset запусков один окончился неудачей из-за отказа ракеты, а один оказал- оказался настолько успешным, что спасенный аппарат ASV-3 (с экс- экспериментальным носком из вольфрама) «мог бы использоваться повторно». МОДЕЛЬ Х-23А. В ходе дальнейшего развития программы START ВВС, оценив успехи NASA по проекту М2, сосредоточили свои усилия на изучении аэродинамических характеристик и ус- условий полета моделей ВКС с несущим корпусом. По оценкам военных специалистов, трансатмосферные ап- аппараты данного типа могли применяться для решения широ- широкого спектра задач, например, в сочетании с ракетным бло- блоком или самолетом-разгонщиком для проведения разведыва- разведывательных и ударных операций, в том числе и в пилотируемом режиме. А возможности маневрирования при сходе с орбиты и планирующий полет в атмосфере делают такие аппараты весьма привлекательным средством оперативного и^Ьтноси- тельно дешевого возвращения на Землю фотоматериалов с
А. ШУМИЛИН борта разведывательных спутников (широко применяющие- применяющиеся в этих целях баллистические капсулы требуют весьма до- дорогостоящих поисково-спасательных работ, причем в весьма ограниченные сроки). Проект PRIME («Precision Recovery Including Maneuvering Entry» — «Маневренный спуск для посадки в заданном райо- районе»), ставший вторым этапом программы START, предусмат- предусматривал разработку и осуществление запусков на суборбиталь- суборбитальные траектории четырех беспилотных моделей Х-23А. Основ- йой задачей проекта являлась оценка маневренности аппаратов с несущим корпусом при гипер- и сверхзвуковом (до М = 2) режимах полета, испытания новых теплозащитных покрытий, элементов системы управления и прочее. Головным подрядчиком по проекту в 1964 г. была выбра- выбрана компания Martin, в течение нескольких лет проектировав- проектировавшая подобные ВКС для различного применения. По своей аэродинамической схеме аппараты Х-23А отно- относятся к моделям семейства SV-5 («Space Vehicle» — «Косми- «Космический аппарат»), конфигурация которых была обсчитана и предложена компанией Martin. В плане эти аппараты имеют треугольную форму с углом стреловидности 77°. Нижняя по- поверхность плоская, что важно при гиперзвуковом полете; но- носовая часть несколько выгнута вверх для продольной устой- устойчивости при сверхзвуковом обтекании. Необычной является и выпуклая верхняя поверхность корпуса, с изломом образую- образующая двускатную хвостовую часть с двумя вертикальными ки- килями (подобные обводы обеспечивают приемлемые летные ха- характеристики при дозвуковом планировании и посадке). Тео- Теоретическое значение аэродинамического качества подобных аппаратов на дозвуковых скоростях достигает 4,5, а при ги- гиперзвуковом режиме до 1,4. Для аппарата Х-23А, имевшего фирменное обозначение SV-5D, последний показатель соста- составил 1,2—1,3. Аппарат Х-23А, масса которого составляла 403 кг, длина — 2,1м, а ширина— 1,2 м, качественно отличался от моделей Asset как по задачам испытаний, так и в конструктивном от- отношении. Так, например, использование на моделях Х-23А аб- абляционных теплозащитных покрытий позволило изготовить силовы^элементы из обычных алюминиевых сплавов и нержа- нержавеющей стали.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США Для маневрирования в ходе суборбитального полета в хво- хвостовой части изделия размещались два управляющих щитка с гидроприводами. Кроме того, в основании каждого киля уста- устанавливалось по три реактивных двигателя, работавших на газо- газообразном азоте. Расчетная дальность бокового маневра для аппаратов Х-23А оценивалась в 1100—1280 км. Достаточно тяжелый хвостовой отсек потребовал макси- максимального смещения бортового оборудования к носку изделия (для облегчения монтажа и работ с приборами корпус пере- передней части был выполнен как съемный элемент конструкции). Однако, несмотря на все усилия разработчиков, в носке при- пришлось установить балласт массой 40,8 кг. Тем не менее плот- плотность компоновки бортовых систем достигла 574 кг/м3, а ко- коэффициент использования полезного объема составил 0,62. Несмотря на сложные обводы, модель характеризуется до- достаточно низким значением отношения площади внешней по- поверхности E,47 м2) к общему объему @,7 м3). Данный пара- параметр оптимизировался еще на стадии проектирования изде- изделия с целью уменьшения массы теплозащитных покрытий. На аппарате Х-23А, внешняя обшивка которого допускала нагрев до 204 °С, использовались абляционные материалы. Но- Носок модели изготавливался литьем из углерод-фенольного ком- композита FM-5065. Максимальная толщина носового конуса до- достигала 8,9 см в точке полного торможения потока, минималь- минимальная составляла 2,5 см. Такой же материал наносился и на нижнюю поверхность подфюзеляжных щитков. Требования по профилю этих эле- элементов ограничивали толщину накладок, поэтому щитки раз- размером 30,5x30,5 см изготавливались из бериллиевых загото- заготовок толщиной 1,2 см. Термостойкость этого металла D27 °С) позволила снизить толщину теплозащиты до 4,2 см. Верхняя поверхность этих щитков была покрыта эластомерным сили- силиконовым композитом ESA-3560HF. Последний материал, также использовавшийся на передней части фюзеляжа и боковых сторонах вертикальных килей, представлял собой гибкую сотовую основу из стекловолокна, которая заполнялась силиконовой резиной с нейлоновыми и кремниевыми нитями, задерживающими унос материала при обугливании. Наличие гибкой основы предотвращало образо- образование трещин и разрывов при различных деформациях, на-
А. ШУМИЛИН пример при воздействии низких температур в ходе космиче- космического полета. Вся хвостовая часть аппарата, включая передние кромки килей, покрывалась материалом ESA-5500, отличавшимся от предыдущего большей плотностью и жаростойкостью. Толщи- Толщина слоя данного теплозащитного покрытия изменялась от 2 до 7 см. Массовая сводка по теплозащите с указанием в скобках массы самих элементов конструкции была такой: — носок — 13,5 кг; — корпус — 72,9 кг E6,6 кг); —- щитки — 18,1 кг G,9 кг); — кили — 5 кг C кг). Итого: 109,5 кг F7,5 кг). Таким образом, общая масса теплозащитных покрытий и конструкции аппарата Х-23АA77кг) составила 44% от стар- стартовой массы изделия, что было признано значительным успе- успехом компании «Martin». Запуски аппаратов Х-23А осуществлялись ракетами «Ат- «Атлас» с территории базы Ванденберг в направлении полигона Кваджалейн. Достигнув высоты 170—180 км, ракета выпол- выполняла «горку» для сообщения изделию скорости 7,7 км/с, прак- практически соответствующей скорости схода с орбиты. .Затем про- происходил сброс головного обтекателя и отделение модели, ко- которая начинала выполнять запланированные маневры в автоматическом режиме. После выхода аппарата из зоны плаз- плазменного обтекания и восстановления радиосвязи управление полетом осуществлялось наземными службами, размещенны- размещенными на атолле Кваджалейн. На высоте около 30 км и при скорости М=2 подавалась ко- команда на развертывание парашютной системы. Сначала вы- выбрасывался тормозной шар-баллон, после стабилизации изде- изделия раскрывался основной купол диаметром 14,3 м. Общая продолжительность полета составляла около 30 мин. Для спасения аппарата Х-23А использовался самолет С-130, который в воздухе должен был произвести захват изделия за развернутую над парашютом нейлоновую сеть. Запасным ва- вариантом являлось использование надувных баллонов, которые обеспечивали плавучесть модели до прибытия поисковых ко- кораблей.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 129 При первом запуске B1 де- декабря 1966 г.) проводилась оценка работоспособности бор- бортовых систем аппарата Х-23А, поэтому маневры в полете не проводились. Отделившись от ракеты, модель совершила пла- планирующий спуск в заданный район полигона, однако из-за отказа парашютной системы она затонула в океане. Анализ телеметрической информации показал, что основная часть полета проходила в штатном режиме. В ходе второго старта E мар- марта 1967 г.) модель выполнила активные маневры, позволив- позволившие ей удалиться от исходной траектории сначала в одну сто- сторону, а затем в другую на рас- расстояние до 1052 км, то есть были продемонстрированы возможно- возможности полета в коридоре шириной свыше 2100 км. Однако нештат- нештатное раскрытие парашюта вновь не позволило произвести захват аппарата в воздухе. Кроме того, при приводнении возникли не- нерасчетные перегрузки и из-за оторвавшегося надувного балло- баллона изделие утонуло. Полностью успешным оказался третий запуск 19 апреля 1967 г. В ходе этого полета модель совершила маневры с бо- боковой дальностью 1500 км, а самолет-спасатель произвел за- захват изделия на высоте 3,7 км. Таким образом, впервые удалось получить дополнительные данные об условиях полета аппарата Х-23А. Максимальная температура на поверхности модели достигала 1635 °С; внут- внутри корпуса она не превысила 18 °С. Унос теплозащитного по- покрытия оказался меньше ожидавшейся величины на 9 кг. 5-1179 Шумилин Аппарат Х-23А, спасенный после космического полета. Использование термокраски показывает распределение тепловых потоков по корпусу
А. ШУМИЛИН Результаты трех осуществленных полетов позволили в пол- полной мере решить поставленные перед проектом PRIME зада- задачи. Поэтому ВВС сочли возможным отказаться от запуска чет- четвертой модели аппарата Х-23А. В итоге общие затраты на про- программу составили 35 млн долл. АППАРАТЫ Х-24А И Х-24В. Третий, завершающий этап программы START — проект PILOT («Piloted Low-Speed Tests» — «Пилотирование аппа- аппаратов на малых скоростях») предусматривал дальнейшее изу- изучение аэродинамических характеристик аппаратов с несущим корпусом на небольших сверхзвуковых, транс- и дозвуковых скоростях, причем в пилотируемом режиме. В 1966 г. по заказу ВВС компания «Martin Marietta» при- приступила к созданию ракетоплана Х-24А, способного развивать скорость до М=2. По внешнему облику аппарат с фирменным обозначением SV-5P был схож с моделью Х-23А; наиболее су- существенными отличиями в аэродинамической схеме нового изделия являлось наличие центрального киля и восьми уп- управляющих поверхностей. Аппарат Х-24А Внешние кили оснащались разрезными рулями направле- направления, верхние секции которых считались основными. В хвос- хвостовой части аппарата Х-24А располагалось по две пары щит- щитков-элевонов, выполнявших функции руля высоты (при сим- симметричном смещении) и элеронов (при дифференциальном отклонении). Возможности пилота по изменению угла татга- жа определялись диапазоном от - 25 до 4- 35°.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯС 131 Кроме того, в ходе полета проводилась автоматическая ба- балансировка управляющих поверхностей в зависимости от ско- скорости полета и угла атаки. Таким образом, модель Х-24А ста- стала одним первых летательных аппаратов, на которых была реализована система активного управления. Несмотря на подобные новшества, сложность управления аппаратом оказалась достаточно высокой. Общее число инди- индикаторов, датчиков и переключателей, размещенных в кабине пилота, почти в полтора раза превысило приборную оснащен- оснащенность моделей M2-F2 и HL-10. Обшивка корпуса аппарата Х-24А изготавливалась из алю- алюминиевого сплава. В герметизированной кабине монтировалось катапультируемое кресло, обеспечивающее покидание самолета на нулевой высоте и при нулевой скорости. Основные харак- характеристики изделия представлены в сводной таблице 2.2. Силовая установка ракетоплана Х-24А комплектовалась основным — четырехкамерным двигателем XLR-11-RM-13 тя- тягой 3,62 т и двумя вспомогательными тягой по 181 кг, пред- предназначенными для увеличения скорости при нештатной по- посадке. Цилиндрические баки жидкого кислорода и несколько разбавленного спирта для маршевого ЖРД размещались в цен- центральной части фюзеляжа. Запуски аппаратов Х-24А осуществлялись с борта самоле- самолета В-52 на высоте 13,5 км и при скорости М=0,6—0,8. Поле- Полетам с включенным маршевым ЖРД, начавшимся в марте 1970 г., предшествовал длившийся почти год этап бросковых испытаний, в ходе которых отрабатывалась техника захода на посадку. В штатном режиме активный полет аппарата Х-24А выпол- выполнялся по следующей схеме: после отделения от самолета и до- достижения высоты около 20 км модель выполняла «горку». На высоте 6—8 км начинались маневры: виражи влево и вправо, изменение угла тангажа, выравнивание и посадка со скорос- скоростью 260—574 км/ч. В период с апреля 1969 г. по июнь 1971 г. было осуществ- осуществлено 28 запусков модели Х-24А. Учитывая заинтересованность многих организаций в раз- развитии аппаратов с несущим корпусом, компания «Martin Marietta» на собственные средства изготовила два аналога ап- аппарата Х-24Ас турбореактивным двигателем J60 тягой 1,5 т. Эти модели с рабочим обозначением SV-5J были рассчитаны
А. ШУМИЛИН на самостоятельный взлет с аэродрома и набор высоты для последующего планирующего спуска. Однако данная инициа- инициатива, имевшая в первую очередь учебно-тренировочные цели, не была поддержана правительственными структурами, и про- проект был закрыт. Среди причин отказа от закупки модели SV-5J, вероятно, следует назвать незначительный объем данных, который можно было бы получить при ее испытаниях. В то время как отличи- отличительной особенностью всех исследовательских работ по аппа- аппаратам с несущим корпусом являлось разнообразие аэродина- аэродинамических схем. Летом 1971г. ВВС объявили о создании на базе модели Х-24А ракетоплана Х-24В. В целя^ экономии средств в соста- составе нового изделия широко применялись отдельные элементы силовой конструкции и бортовые системы предшественника, включая маршевый ЖРД. Качественным же изменениям под- подверглась аэродинамическая схема модели. Треугольный в плане фюзеляж с плоским днищем приобрел двойную стреловид- стреловидность — в носовой части 78°, в хвостовой 72°. Подобная форма обеспечила изделию гиперзвуковое качество около 2,5. При этом дальность бокового маневра при сходе с орбиты увеличи- увеличилась бы до 2000—2400 км. Выбранная схема с обозначением FDL-8X была рассчи- рассчитана специалистами Лаборатории аэродинамики полета FDL (Flight Dynamics Laboratory), входящей в структуры ВВС, для перспективных ударных и разведывательных аппаратов с крейсерской скоростью М=4—12. Заданные для модели Х-24В показатели максимальной скорости (М=1,5—1,7) и вы- высоты полета A8—20 км) определялись лишь мощностью дви- двигательной установки и прочностью алюминиевого корпуса. (Позднее ВВС предполагали изготовить две усиленные мо- модификации этой модели — одну для отработки перспектив- перспективных ВРД, а другую для изучения условий полета при воз- возвращении с орбиты. Однако эти планы воплощения не по- получили.) Управляющие поверхности хвостовой части фюзеляжа и вертикальных килей модели были сохранены с базового изде- изделия. Однако обе пары щитков стали теперь использоваться только в качестве руля высоты. Для поперечного управления было решено использовать два внешних элерона, установлен- установленных в расширенной части корпуса.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 133 Таблица 2.2 Основные характеристики ракетопланов Х-24А и Х-24В Модель Длина, м Поперечный размер, м Высота корпуса /на шасси, м Площадь в плане, м2 Гиперзвуковое качество Дозвуковое качество Стартовая масса, т Посадочная масса, т Сроки испытаний Число полетов Максимальная скорость, м Максимальная высота, км Х-24А 7,3 4,2 2,2/ 3,15 15 1,4 4,5 5,3 2,72 1969—1971 28 1,6 21,7 Х-24В 11,5 5,8 2,2/3,15 31 2,5 5 5,9 3,5 1973—1975 36 1,75 23 Программа летных испытаний аппарата Х-24В состояла из трех этапов каждый продолжительностью около года. В ходе первого из них, начавшегося летом 1973 г., была проведена серия бросковых испытаний и активных полетов с целью об- общей оценки модели. Потом началось усложненное пилотиро- пилотирование на различных скоростных режимах, траекториях, вы- высотах, эксперименты по изучению взаимодействия элементов управления и т.п. Затем модель стала применяться для обес- обеспечения других программ, в первую очередь «Спейс Шаттл». При реализации последней программы широко использо- использовались данные, полученные при создании и испытаниях всех ракетопланов с несущим корпусом. Тем не менее летные ха- характеристики аппарата Х-24В и мастерство его пилотов ока- оказались решающими факторами при решении весьма значимо- значимого вопроса о применении в составе орбитального корабля МТКС вспомогательных двигателей для активного маневриро- маневрирования на заключительном этапе спуска и при посадке. Летчики, испытывавшие ракетопланы, считали неоправ- неоправданным наличие на орбитальной ступени дополнительной си- силовой установки с соответствующим запасом топлива. В лю- любом случае выход в зону включения посадочных двигателей
134 ДЬ» А, ШУМИЛИН требует достаточно высокой точности при планировании. Ана- Анализ условий экспериментальной посадки модели HL-10 с ра- работающими ЖРД показал, что в таком режиме процесс управления изделием только усложняется, и нагрузка на пи- пилота существенно возрастает. Окончательное решение по проблеме было принято в августе 1975 г., когда два испытателя— один от NASA, а другой от ВВС — выполнили штатные полеты на аппарате Х-24В с демон- демонстрационной посадкой на бетонную полосу базы Эдвардз. В обо- обоих случаях при спуске с высоты около 18 км и с углом планиро- планирования 24° летчики обеспечили точность приземления около 1,5 м. Посадка аппарата Х-24В По мнению испытателей, подобную посадку можно было бы произвести на любом из созданных аппаратов с несущим корпусом. Однако по своим летным и пилотажным характе- характеристикам ракетоплан Х-24В был признан наилучшим. Далее по составленному летчиками рейтингу следовали модели HL-10, M2-F3H Х-24А(вкл. 18). АППАРАТ Х-38. С началом разработки МТКС «Спейс Шаттл» исследования по перспективным воздушно-космическим самолетам и раке- ракетопланам были практически приостановлены. Конструкторс- Конструкторский интерес к annapaTaMv с несущим корпусом вновь стал про- проявляться в конце 1980-х — начале 1990-х годов. Наиболее круп-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ные программы, предполагавшие создание ВКС с такой аэро- аэродинамической схемой, освещены ниже. Этот же раздел завер- завершает проект Х-38, непосредственно связанный с разработка- разработками прошлых лет. В 1998—2001 гг. в рамках программы Х-38 NASA провело серию летных испытаний возможного прототипа спускаемого с орбиты аппарата Crew Return/Rescue Vehicle (CRV), пред- предназначенного для экстренной эвакуации экипажа Междуна- Международной космической станции (МКС) при возникновении раз- различных кризисных ситуаций: крупной аварии на борту орби- орбитального комплекса, серьезного заболевания кого-либо из астронавтов или приостановления полетов МТКС «Спейс Шаттл». На начальном этапе сборки и эксплуатации МКС эти функции должен выполнять российский трехместный корабль «Союз». Позднее, когда численность экипажа станции возрас- возрастет до шести-семи человек, потребуется более вместительный спускаемый аппарат, а возможно, и не один. В 1995 г. Центр Джонсона в инициативном порядке при- приступил к изучению проектного облика корабля спасения CRV. В качестве основных требований, предъявленных к перспек- перспективному изделию, указывались следующие: — продолжительность нахождения в космосе в составе МКС — один год с возможностью увеличения срока до трех лет; — доставка к станции — на борту МТКС «Спейс Шаттл» или обычными ракетами; — вместительность — 6 человек без скафандров; — время, необходимое для отделения от МКС, — несколь- несколько минут; — продолжительность автономного полета — 9 ч; — точность приземления — 9 км. Для корабля CRV специалистами рассматривался тради- традиционный набор аэродинамических схем: баллистическая кап- капсула, несущий корпус и крылатый аппарат самолетного типа. Последний был отклонен из-за высокой стоимости и сложнос- сложности проекта (например, создание гидравлических систем, рас- рассчитанных на длительное пребывание в космосе, представля- представляется трудноразрешимой задачей). Незначительная боковая дальность спускаемых капсул при необходимости посадки в заданном районе ставила дилемму: либо увеличение длитель- длительности автономного полета в космосе до 18 ч для прохождения определенной точки схода с орбиты, либо активное использо-
А. ШУМИЛИН вание бортовой двигательной установки. И то и другое приво- приводило к существенному увеличению массы изделия: в первом случае в результате повышения ресурса систем жизнеобеспе- жизнеобеспечения, а во втором из-за дополнительных запасов топлива. Таким образом, наиболее оптимальным вариантом оказал- оказался аппарат с несущим корпусом. Маневренные характеристи- характеристики таких ВКС позволяют осуществлять сход с орбиты каждые 3—4,5 ч. Проблемы, связанные с низким аэродинамическим каче- качеством на дозвуковых скоростях: некоторые сложности пило- пилотирования, высокая посадочная скорость до 460 км/ч, длин- длинный пробег и т.п., были исключены отказом от обычной само- самолетной посадки. Приземление корабля CRV должна обеспечить парашютная система типа летающее крыло. В этом случае го- горизонтальная скорость изделия при касании земли опорами лыжного шасси не превысит 65 км/ч, вертикальная составля- составляющая будет около 3,6 м/с, что соответствует нормам безопас- безопасности, в том числе и для больных или травмированных астро- астронавтов. Другим преимуществом такой посадки является то, что исключается необходимость нахождения на борту аппара- аппарата профессионального пилота. Полет корабля CRV проводится в автоматическом режиме. Участие астронавтов ограничива- ограничивается лишь выбором места посадки и времени схода с орбиты, а также управлением парашютом на заключительном участке спуска. Изучение условий полета корабля CRV на различных эта- этапах возвращения на Землю и отработка ключевых элементов перспективного ВКС стали основными задачами проекта Х-38. Данный проект был утвержден с весьма ограниченным бюд- бюджетом, что соответствовало выдвинутой в те годы руководством NASA концепции «Быстрее, лучше, дешевле» (Faster, Better, Cheaper). Поэтому на создание четырех экспериментальных аппаратов (двух для бросковых испытаний и двух для выпол- выполнения реального космического полета) выделялось 80 млн долл. На реализацию всей программы CRV, предусматривавшей со- создание четырех штатных кораблей, предполагалось израсхо- израсходовать всего 500 млн долл., тогда как разработка спускаемой капсулы типа применявшейся в составе корабля «Аполлон» тогда оценивалась в 2 млрд долл. (После начала работ по проекту Х-38 выявилось резкое не- несоответствие утвержденного бюджета реальным затратам, в
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США связи с чем NASA было вынуждено существенно увеличить ассигнования на разработку экспериментальных моделей, ограничившись при этом испытанием одного орбитального ап- аппарата.) В целях экономии средств специалисты Центра Джонсона решили сократить объем предварительных исследований и выбрали в качестве прототипа новых экспериментальных ап- аппаратов ракетоплан Х-24А. Данное решение было продикто- продиктовано наиболее детальной цроработкой последнего изделия: толь- только продолжительность продувок его масштабных моделей в аэродинамических трубах составила 5000 часов. Кроме того, в отличие от других аппаратов с несущим корпусом схема этого ракетоплана была испытана не только на сверхзвуковых и до- дозвуковых скоростях, но и в условиях суборбитального полета и входа в атмосферу на высоких гиперзвуковых скоростях (име- (имеются в виду запуски моделей Х-23А). В итоге аппараты Х-38 практически полностью повторили конфигурацию базового изделия вплоть до обводов фонаря кабины пилота (наиболее заметным их отличием стало отсут- отсутствие центрального киля). При создании новых моделей пред- представители фирмы «Scaled Composites», которая стала голов- головным разработчиком, попросту снимали шаблоны с аппарата SV-5J, находящегося в музее Академии ВВС. Также для уп- упрощения расчетов были завышены предельно допустимые на- нагрузки на корпус изделия, и вместо традиционного для аэро- аэрокосмической промышленности коэффициента 1,4 был принят троекратный запас прочности. Для проведения бросковых испытаний аппарата Х-38 было изготовлено две модели V-131 и V-132, к орбитальному полету готовилась модель V-201. Первые представляют собой 80%-ную копию корабля CRV, их длина составляет 7,2 м, поперечный размер — 4,5 м, а масса — 6-^6,3 т. Модель V-201 длиной 9 м, шириной 5,4 м и массой около 9 т практически идентична штат- штатному изделию. Корпус моделей серии «130» выполнен в основном их ком- композитов, у орбитального аппарата кабина экипажа и хвосто- хвостовой отсек имеют алюминиевую конструкцию и обшивку с по- покрытием из графито-цианатного материала на эфиро-эпоксид- йой основе (graphite-cyanate ester epoxy). Для его теплозащиты предлагалось применять усовершенствованные плитки с орби- орбитальной ступени МТКС «Спейс Шаттл». Двигательная установ-
А. ШУМИЛИН ка изделия, которая должна сбрасываться перед входом в плот- плотные слои атмосферы, комплектуется восемью гидразинными ЖРД тягой по 11 кг каждый. Отличительной чертой проекта Х-38, как и всей програм- программы создания МКС, является его международный характер. Активным партнером NASA стало Европейское космическое агентство ESA, также проводящее исследования по многора- многоразовым авиационно-космическим системам. Значительный объем работ по аэродинамическому расчету модифицирован- модифицированной модели был выполнен французской компанией «Dassault», хвостовой отсек, носок и передние кромки килей изготовлены немецкими фирмами «MAN Technologie» и DASA (ныне вхо- входящей в состав консорциума EADS), посадочные опоры спро- спроектированы в Испании и т.п. Бросковые испытания аппаратов Х-38, которые проводи- проводились на базе Эдвардз, начались в марте 1998 г. с десятимесяч- десятимесячным отставанием от первоначально составленного графика ра- работ. Целью первого полета была отработка техники разверты- развертывания парашютной системы, поэтому использовавшаяся модель V-131 никаких маневров не выполняла (все управляющие по- поверхности: два подфюзеляжных щитка и рули направления на килях находились в фиксированном положении). Отделение аппарата от самолета В-52 произошло на высо- высоте 7 км при скорости 323 км/ч (вкл. 17). На 4 с свободного полета был осуществлен выброс тормозного парашюта диамет- диаметром 18 м, который размещался в хвостовой части корпуса. После перецепки строп парашюта на передний узел подвески (Т+llc) началось вращение изделия, завершившееся после двух полных оборотов. На высоте 4,5 км в момент Т+54 с сра- сработала система раскрытия основного купола площадью 510 м2 (этот парашют-крыло имеет размах 43 м и массу 362 кг, для штатного изделия готовился парашют площадью 680 м2). Дан- Данная операция, длившаяся около 30 с, сопровождалась проти- противоположным вращением модели, кроме того, произошел час- частичный разрыв одной из секций парашюта. Тем не менее это не привело к ухудшению ситуации и на высоте 3,6 км спуск стабилизировался, скорость снижения уменьшилась до 6—9 м/с при горизонтальной составляющей в 63—90 км/ч. В момент касания земли данные параметры име- имели значение 5,1 м/с и 61 км/ч соответственно. Перегрузка при этом достигла 11,4 единицы, смягчение удара обеспечили сми-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 139 Спуск аппарата Х-38 наемые амортизаторы опор с рабочим ходом 56 см. Общая продолжительность полета со- составила 7 мин 19 с, дальность перелета — 2,9 км. На устранение выявлен- выявленных недостатков парашютной системы, разработанной фир- фирмой «Pioneer Aerospace», по- потребовался почти год. Второе испытание модели V-131, про- прошедшее в расчетном режиме, состоялось в феврале 1999 г. После этого полета использо- использовавшийся аппарат подвергся некоторой модернизации: на нем был установлен макет стыковочного устройства и из- изменена форма хвостовой час- части фюзеляжа, -верхняя поверх- поверхность которой приобрела более плавные без характерного из- излома обводы (это было сделано с целью изучения возможностей увеличения внутреннего объема изделия). Полеты усовершенствованной модели с обозначением V-131R возобновились в конце 2000 г. В период доработки пер- первого изделия бросковые испытания с постепенным увеличени- увеличением высоты отделения и продолжительности полета выполня- выполнялись с использованием второго аппарата. Наиболее сложным стало восьмое испытание, состоявшее- состоявшееся в декабре 2001г. Отцепка аппарата Х-38 от самолета В-52 была произведена на высоте 13,7 км. В течение минуты автономного полета модель развила скорость 805 км/ч. На вы- высоте около 9 км началось раскрытие парашютной системы. Управление парашютом при планирующем спуске, длив- длившемся 12 мин, осуществлялось по командам из Центра Драй- дена, где был оборудован зал, имитирующий кабину аппара- аппарата Х-38. Оператор (профессиональный астронавт) получал ин- информацию о ходе полета с видеокамер, установленных на модели, при этом использовалась специальная компьютерная программа «Landform», представляющая трехмерное изобра- изображение рельефа местности по трассе полета. Испытание ус-
А. ШУМИЛИН пешно завершилось посадкой модели с горизонтальной ско- скоростью 64 км/ч. Данный полет стал последним испытанием моделей Х-38. В середине 2002 г. из-за значительного перерасхода средств на развертывание и эксплуатацию орбитальной станции NASA объявило о прекращении работ как по аппаратам Х-38, так и проекту CRV в целом. К тому времени стоимость создания штатного корабля спасения уже оценивалась в 1,3—1,5 млрд долл. Поэтому в целях экономии средств NASA сочло целесо- целесообразным продолжать эксплуатацию МКС с экипажем из трех человек. Пересмотренные NASA планы вызвали негативную ре- реакцию у европейских организаций. Подобное развитие со- событий существенно ограничило участие исследователей ESA в эксплуатации МКС и практически обесценило весомый вклад европейских компаний в программу Х-38, в том чис- числе и в создание орбитальной модели, сборка которой близи- близилась к завершению. Объем незаконченных работ по изде- изделию выражался в 50 млн долл. Для его выведения в космос на борту МТКС и проведения орбитального полета с возвра- возвращением на Землю требовалось изыскать всего около 80 млн долл. В связи со сложившейся ситуацией ESA выразило готов- готовность принять на себя значительную часть расходов, связан- связанных с подготовкой орбитальной модели к запуску и последу- последующей разработкой аппарата спасения CRV. В ходе состояв- состоявшихся переговоров европейская ставка была доведена до 500 млн долл. Однако американская сторона не приняла это- этого предложения *. * Об истинной мотивировке принятого США решения, ставшего причиной серьезных разногласий между партнерами, однозначно су- судить затруднительно. Возможно, NASA не придавало и по-прежнему не придает большой значимости проводимым на борту МКС научным исследованиям, а увеличение численности экипажа привело бы лишь к росту затрат на транспортировку астронавтов; возможно, со време- временем агентство предполагало изыскать необходимые средства и само- самостоятельно завершить разработку аппарата CRV. Нельзя исключать и политическую подоплеку: нежелание делиться с ESA возможностями по проведению пилотируемых полетов, поскольку значительный фи- финансовый вклад европейцев в программу наложил бы на NASA весьма серьезные обязательства.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США Таким образом, очередная попытка создания ВКС с несущим корпусом окончилась неудачей. Прагматический расчет, высо- высокий технический риск и финансовые ограничения не позволяют руководству космических программ отклоняться от уже апроби- апробированных схем и конструкторских решений. Со всей нагляднос- наглядностью это проявилось уже при разработке МТКС «Спейс Шаттл». МТКС «СПЕЙС ШАТТЛ» Программа «Спейс Шаттл», вобравшая в себя и блистатель- блистательные успехи, и тяжелейшие за всю историю космонавтики ка- катастрофы, заслуживает отдельной книги, если не многотомно- многотомного описания. Поэтому в разделе представлены лишь общие характеристики МТКС и ее основных компонентов, подведе- подведены некоторые итоги двадцатидвухлетней эксплуатации пер- первой многоразовой авиационно-космической системы, а также описаны работы по ее модернизации и совершенствованию. Проектно-конструкторские изыскания по формированию концепции транспортной системы нового поколения, до недав- недавнего времени активно проводившиеся NASA и которые сейчас выполняются военными организациями, предопределили на- начало этого раздела — оно посвящено истокам программы «Спейс Шаттл», ее исходному замыслу и эволюции ранних проектов МТКС, завершившейся выбором современной конфи- конфигурации. ВЫБОР СХЕМЫ. В конце 1960-х годов по мере завершения подготовки к полетам с высадкой на Луну NASA активизировало работы по изучению путей дальнейшего развития пилотируемой програм- программы. Следующим этапом освоения космоса было определено развертывание сначала станции «Скайлэб», проектировавшейся на элементной базе проекта «Сатурн-Аполлон». Позднее наме- намечалось создать орбитальный комплекс нового поколения, рас- рассчитанный на 10—12 человек. Эта станция рассматривалась в качестве передовой базы для освоения с участием человека ближнего околоземного пространства, а затем и дальнего кос- космоса (в частности, предлагалось в конце 1970-х построить оби- обитаемую базу на поверхности Луны, а в 1980-е годы осуществить пилотируемые полеты к Марсу).
142 ДИ» А. ШУМИЛИН В то же время отмечалось, что необходимой предпосылкой успешной реализации подобных планов является наличие де- дешевого средства выведения в космос значительных по своей массе объектов и грузов. Наиболее эффективным решением данной проблемы считается создание многоразовой транспор- транспортной системы, основные элементы которой после решения своей задачи спускались на Землю для повторного использования. Более того, стоимость эксплуатации такой МТКС, выполняю- выполняющей «челночные» рейсы по маршруту «Земля— орбита», су- существенно бы сократилась, если бы ее спасаемые ступени об- обладали высокой маневренностью для самостоятельного возвра- возвращения непосредственно к месту старта. Таким образом, оптимальной с точки зрения текущих за- затрат на эксплуатацию является транспортная система с кры- крылатыми разгонными и орбитальными ступенями (ОС), спо- способными при спуске на Землю совершать планирующий по- полет с обычной самолетной посадкой. (Хотя существуют и в различное время прорабатывались иные промежуточные или альтернативные схемы спасаемых ОС, например со склады- складывающимися крыльями, разворачивающимися вертолетными лопастями и т.п.) Острая потребность в дешевой транспортной системе про- проявилась уже при планировании работ на станции «Скайлэб». Налаживание «массового» производства дорогостоящих ра- ракет «Сатурн-IB» и кораблей «Аполлон» для постоянной экс- эксплуатации этого орбитального комплекса в пилотируемом режиме было признано неоправданным. В итоге за шесть лет нахождения станции в космосе A973—1979) на ней побыва- побывало, причем только в течение первого года ее полета, лишь три экспедиции. Поэтому проекты создания новой орбитальной станции и многоразовой транспортной системы, получившей собствен- собственное имя «Спейс Шаттл» («Space Shuttle» — «Космический чел- челнок»), первоначально рассматривались как взаимосвязанные программы. Однако их высокая стоимость вызвала негатив- негативную реакцию у конгрессменов — несмотря на всеобщее вос- восхищение высадкой человека на Луну, бюджет NASA форми- формировался в весьма жестких ограничительных рамках (как-ни- (как-никак страна вела войну во Вьетнаме). В результате наиболее приоритетной задачей была признана разработка системы «Спейс Шаттл».
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ДИЕ 14 3 Выбор в пользу создания МТКС был обусловлен более низ- низким уровнем технического риска, необходимостью деЛевого средства выведения космических аппаратов, а также широки- широкими функциональными возможностями ее орбитальной ступе- ни^ Предполагалось, что постепенное увеличение продолжи- продолжительности полета ОС с 7 до 30 суток позволит проводит на ней практически все виды исследований и экспериментов. При этом новая транспортная система должна предоставить следующие преимущества: — многоразовое использование ступеней МТКС, самосто- самостоятельно возвращающихся к месту старта, и интенсивная эк- эксплуатация системы (в начале 1970-х годов частота ее запус- запусков прогнозировалась на уровне 50—60 полетов в год) на по- порядок должны сократить стоимость выведения грузов в космос; — небольшие перегрузки при запуске и выполнение орби- орбитальных операций по развертыванию полезного груза с учас- участием человека позволяют смягчить требования, предъявляе- предъявляемые к новым КА, и соответственно уменьшить затрат^! на их разработку; — высокая маневренность ОС, присутствие экипажа дают возможность проводить инспекции и обслуживание спутников на орбите, а при необходимости возвращать их на Землю для ремонта или модернизации (для текущего обслуживания спут- спутников, находящихся на высоких орбитах, предполагалось при- применять многоразовый межорбитальный буксир, который рас- рассматривался как составная часть будущей МТКС). При этом ожидалось, что экономический эффект от упро- упрощения разработки и эксплуатации космических аппаратов на- намного (в три-четыре раза) превысит экономию от сокращения стоимости их выведения. Первые контракты на подготовку предложений по проект- проектному облику многоразовой транспортной системы, предвари- предварительно обозначенной как ILRV («Integrated Launch and Re- Reentry Vehicle» — «Единое средство запуска и возвращения»), NASA заключило с четырьмя промышленными компаниями в начале 1969 г. В ходе работы подрядчиками рассматрива- рассматривались различные компоновочные варианты МТКС — от одно- одноступенчатого крылатого аппарата со сбрасываемыми топлив- топливными баками до многоблочной пакетной схемы. Анализ пред- представленных фирмами материалов показал, что наиболее
144 «ЖЬ» А, ШУМИЛИН эффективной является система с двумя ступенями самолет- самолетного toma. Контракты на проработку МТКС в такой конфи- конфигурации были заключены в мае 1970 г. с компаниями «North American Rockwell» и «McDonnell Douglas». Исходное техническое задание было таковым: разрабаты- разрабатываемая МТКС со стартовой массой 1500 т комплектуется дву- двумя крылатыми пилотируемыми ступенями; на обеих ступенях используются типовые кислородно-водородные двигатели тя- тягой по 180 т, для полета на дозвуковых скоростях при возвра- возвращении обе ступени оснащаются ВРД. На начальном этапе работ подрядчикам было предложено рассмотреть орбитальные ступени в двух вариантах — с ши- широкими (до 2700 км) и ограниченными (в 320 км) возможнос- возможностями по боковому маневру при возвращении на Землю. Аппа- Аппараты первой схемы характеризовались развитым дельтавид- ным крылом с вертикальными законцовками, хорошим аэродинамическим качеством при гиперзвуковых скоростях, но и продолжительным периодом воздействия тепловых на- нагрузок при входе в атмосферу; тогда как альтернативные ОС, оснащенные небольшим прямым крылом, должны проходить участок максимального нагрева за меньшее время, что значи- значительно упрощает теплозащиту изделия и позволяет увеличить массу полезного груза с 9 до 20 т. Тем не менее в январе 1971 г., учитывая требования во- военных организаций, NASA пересмотрело техническое зада- задание на создаваемую МТКС. В частности, при увеличенной до 2265 т стартовой массе новая транспортная система должна обеспечивать доставку на орбиту высотой 180 км грузов мас- массой 29,4 т, на орбиту высотой 500 км объекты массой 11,3 т; по дальности бокового маневра ОС стороны сошлись на ком- компромиссном значении в 2000 км. Последнее требование пре- предопределило аэродинамическую схему орбитальной ступени — простое стреловидное крыло, а для обеспечения путевой ус- устойчивости используется вертикальный киль с рулем направ- направления. После выбора оптимальной конфигурации будущей МТКС NASA активизировало работы по изучению экономиче- экономических аспектов реализации программы (на первых этапах наи- наибольшее внимание уделялось оценке технической реализуемо- реализуемости проекта). Принятая схема полностью соответствовала тре- требованиям минимальных эксплуатационных затрат — стоимость
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США *ЛЕ> 14 5 МТКС фирмы North American Rockwell (январь 1971 г.) запуска новой транспортной системы не превышала 5 млн долл. Однако общие затраты на ее разработку в течение шестилет- шестилетнего периода с проведением первого старта в 1978 г. оценива- оценивались в 10 млрд долл., при этом пик текущего финансирования в 2 млрд долл. приходился на 1976 ф.г. Подобные расходы превышали запланированные бюджет- бюджетные ассигнования на программу. В связи с этим NASA было вынуждено приступить к изучению других схем МТКС. В ка- качестве основной задачи было определено снижение стоимости программы до 4,5 млрд долл. с максимальным годовым бюд- бюджетом в 1 млрд долл. Повторный цикл исследований и оценок не принес желае- желаемого результата: ни один из рассматривавшихся проектов не соответствовал предъявленным требованиям. Возникший кри- кризис был преодолен решением о возможности применения в со- составе МТКС отдельных одноразовых элементов. (Позднее это решение было признано одним из самых важных за всю про- программу «Спейс Шаттл».) Новый подход потребовал радикального пересмотра как общего облика всей системы, так и компоновки ее ступеней. Наиболее удачным для решения поставленной задачи оказа- оказалось предложение об использовании сбрасываемых баков го- горючего, которые размещались на крыльях вдоль корпуса орби- орбитальной ступени. За счет этого габариты ОС сократились при-
146 А. ШУМИЛИН МТКС с орбитальной ступенью, использующей сбрасываемые баки горючего (фирма Grumman, весна 1971 г.) мерно на 40%, а уменьшение массы изделия дало возмож- возможность, снизив скорость разделения ступеней с 3 км/с до 1,8 км/с, отказаться от теплозащитных покрытий на разгон- разгонной ступени. В результате стартовая масса и в конечном сче- счете стоимость разработки МТКС существенно сократились, но не до требуемого уровня. Последующее развитие идеи одноразовых внешних баков привело к проработке варианта создания для ОС общего под- подвесного топливного отсека (ПТО). В августе 1971 г. NASA утвердило данный вариант основным для создаваемой транс- транспортной системы. В дальнейшем работы по формированию йроектного обли- облика МТКС «Спейс Шаттл», соответствующей установленным экономическим показателям, свелись к оптимизации схемы разгонной ступени. Ключевым моментом этого этапа програм- программы, определившим возможные пути решения задачи, стало разрешение о применении в составе транспортной системы бес- беспилотных стартовых ускорителей, как спасаемых, так и одно- одноразовых. Тем не менее основное внимание уделялось все-таки многоразовым разгонным блокам.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 147 Сравнительный анализ проводился для двух компоновоч- компоновочных схем МТКС — с продольным и поперечным делением сту- ступеней. В качестве возможных вариантов комплектации систе- системы рассматривались различные жидкостные и твердотоплив- твердотопливные ускорители. В ходе исследования оценивались варианты использования жидкостных блоков с турбонасосной и вытес- нительной системой подачи топлива, а также РДТТ диамет- диаметром 3 м и 4 м. Выполненный весной 1972 г. стоимостный анализ показал, что исходя из установленного бюджета программы оптималь- оптимальной является пакетная схема МТКС с двумя возвращаемыми ТТУ диаметром 4 м. Затраты на реализацию такого проекта были оценены примерно в 5 млрд долл. при стоимости запус- запуска системы 10—12 млн долл. В августе 1972 г. NASA определило головного разработчи- разработчика МТКС «Спейс Шаттл» — им стала компания «Rockwell International», прежде называвшаяся «North American Rockwell», а ныне входящая в состав корпорации «Boeing». 0 6м МТКС «Спейс Шаттл» (окончательный вариант)
А. ШУМИЛИН Стоимость первого заключенного с нею контракта составила 2,6 млрд долл. Непродолжительный период изучения схем первой ступе- ступени, как, впрочем, и всей МТКС в новой конфигурации, мно- многие обозреватели объясняли желанием правительства присту- приступить к непосредственному созданию системы не позднее лета 1972 г. — то есть до президентских выборов, намеченных на ноябрь того же года. Примечательно, что официальное указа- указание действующего в то время президента Р. Никсона о немед- немедленном начале разработки МТКС было сделано еще в январе 1972 г., так как развертывание широкомасштабных работ по проекту позволяло создать нескольких десятков тысяч новых рабочих мест. (Успешно проведенная предвыборная кампания позволила Никсону избраться на второй срок.) Жесткие временные ограничения на предварительные изыс- изыскания, возможно, стали причиной тех изменений, которые были внесены позднее в уже утвержденный проект. Ряд ново- нововведений позволил улучшить аэродинамические и массовые характеристики орбитальной ступени. В частности, было ре- решено отказаться от использования воздушно-реактивных дви- двигателей при возвращении, а для самостоятельного перегона ОС к месту старта после посадки на запасном аэродроме пла- планировалось монтировать ВРД на специальных пилонах (но и от этого позднее отказались в пользу транспортировки грузо- грузовым самолетом «Боинг-747»). Также были отклонены предло- предложения по установке двух РДТТ для увода ОС от разгонной сту- ступени при возникновении аварийной ситуации. ОБЩЕЕ ОПИСАНИЕ СИСТЕМЫ. Основные характеристики подготовленной в 1981 г. к экс- эксплуатации МТКС «Спейс Шаттл» стали такими: — стартовая масса — 2040 т; — длина — 56,1 м; — высота — 23,3 м; — масса полезного груза: — 25 т (орбита высотой 204 км, наклонением 28°), 18,6 т B04 км, 57°), 13,4 т B04 км, 98°, при запуске с базы Ванденберг). Вертикальный старт транспортной системы обеспечивает- обеспечивается тремя двигателями SSME орбитальной ступени с общей тя- тягой 537 т и двумя твердотопливными ускорителями с макси- максимальной тягой по 1500 т.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США Для эксплуатации в составе МТКС было изготовлено четы- четыре орбитальных ступени: «Колумбия» («Columbia» — «Земля Колумба»), «Челленджер» («Challenger» — «Бросающий вы- вызов»), «Дискавери» («Discovery» — «Открытие») и «Атлантис» («Atlantis» — «Атлантический»). Длина каждой ступени со- составляет 37,2 м, размах крыла — 23,8 м, высота — 17,3 м (на шасси), масса конструкции — 78—82 т (в зависимости от мо- модели ОС), масса при посадке — 104 т. С низкорасположенным крылом двойной стреловидности (81° по наплыву и 45° в кон- концевой части) изделие имеет аэродинамическое качество 1,3 на гиперзвуковых скоростях и 4,4 на дозвуковом режиме. Возможности многоразового применения ОС обеспечиваются теплозащитными покрытиями, предохраняющими конструк- конструкцию изделия от нагрева свыше 175 °С (предельно допустимое значение температуры на внутренней обшивке кабины экипа- экипажа определено в 49 °С, в отсеке полезного груза 93 °С). На ор- орбитальных ступенях МТКС применяются четыре основных типа теплозащиты: — армированный углерод-углеродный материал RCC (Reinforced Carbon-Carbon), покрывающий участки ступени с максимальным (до 1650 °С) нагревом при сходе с орбиты (из этого материала целиком изготавливается носовая часть и на- наборные секции передней кромки крыла); — высокотемпературное покрытие HRSI (High-temperature Reusable Surface Insulation) выполнено из кварцевого волокна повышенной чистоты. Этот материал выпускается в виде пли- плиток размерами 15 х 15 см и толщиной 2—10 см. Верхняя и бо- боковые грани плитки покрываются боросиликатным стеклом, которое придает ей прочность и влагонепроницаемость; кроме того, добавленный в покрытие пигмент черного цвета обеспе- обеспечивает требуемые излучающие характеристики. Плитки HRSI наносятся на участки с температурой нагрева 650—1260 °С: на всю нижнюю поверхность ступени, включая крыло и управляющие щитки, переднюю кромку киля, нижнюю часть боковых стенок передней и средней секций фюзеляжа. Стан- Стандартные плитки HRSI имеют плотность 144 кг/м3, хотя для некоторых участков поверхности ступени (в сочленении носка с фюзеляжем, для окантовки створок шасси, заглушек топ- топливных магистралей и т.п.) применяются образцы с плотнос- плотностью 354 кг/м3. В целях облегчения конструкции плитки пос- последнего типа постепенно заменяются новым материалом Fibrous
150 А. ШУМИЛИН Refracting Composite Insulation (FRCI) плотностью 193 кг/м3. Отличительной особенностью плиток FRCI является 20%-ная добавка в кварцевую матрицу алюмо-боросиликатных нитей); — низкотемпературное покрытие LRSI (Low-temperature Reusable Surface Insulation) плотностью 144 кг/м3 аналогично материалу HRSL (Единственным отличием этих плиток от пре- предыдущих является отсутствие в боросиликатном покрытии черного пигмента. Имеющие белый цвет плитки LRSI уста- устанавливаются на участках с температурой 370—650 °С: частич- частично верхняя поверхность крыла (зоны у передних кромок и на законцовках), киль, верхняя и боковые поверхности передней части фюзеляжа, область крепления створок отсека полезного груза. Плитки LRSI поэтапно заменяются гибкими панелями Advanced FRSI (Flexible Reusable Surface Insulation) плотнос- плотностью 96 кг/м3 и толщиной 1,1—2,4 см. Эти панели созданы на базе покрытия FRSI); — материал FRSI, представляющий собой белую силико- силиконовую резину на войлочной основе Nomex, применяется в зо- зонах, нагреваемых до 370 °С: верхняя часть крыла, створки от- отсека полезного груза, хвостовая часть фюзеляжа. Панели FRSI изготавливаются в виде листов размером 90 х 120 см и толщи- толщиной до 1,6 см. Всего на орбитальной сту- ступени МТКС «Спейс Шаттл» устанавливается 27,5—30 тыс. плиток и гибких панелей об- общей массой 7—8,5 т, что со- составляет 9—10% от «сухой» массы изделия. Выбор типа двигательной установки орбитальной ступе- ступени МТКС и последующая раз- разработка кислородно-водород- кислородно-водородного двигателя SSME («Space Shuttle Main Engine») стали одним из важнейших этапов реализации программы «Спейс Шаттл». Контракт на создание этого ЖРД фирма «Rocketdyne», являвшаяся Испытания двигателя SSME
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США подразделением корпорации «Rockwell International», полу- получила летом 1971 г. Уникальность двигателя SSME заключается в его соот- соответствии различным технико-эксплуатационным требовани- требованиям, ранее не предъявлявшимся ни к одному из ракетных дви- двигателей: — тяга в вакууме — 213 т; — широкий диапазон дросселирования тяги; — ресурс — 55 полетов (или 7,5 ч общей наработки); — низкие затраты на обслуживание и ремонт. Высокие энергетические характеристики двигателя SSME были достигнуты путем выбора замкнутой схемы работы из- изделия с дожиганием газогенераторного газа и существенного по сравнению с другими криогенными ЖРД повышения дав- давления в камере сгорания до 204 кг/см2 (у двигателей J-2 тя- тягой 102 т и RL-10A-3 тягой 7,5 т этот параметр составляет 55 и 32 кг/см2 соответственно). СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ SSME (БАЗОВАЯ МОДЕЛЬ) Разработчик— «Rocketdyne». Применение — орбитальная ступень МТКС «Спейс Шаттл». Начало эксплуатации 1981 г. «Сухая» масса— 3,18 т. Длина — 4,24 м. Максимальный диаметр — 2,39 м. Окислитель — жидкий кислород, расход компонента 408 кг/с. Горючее — жидкий водород, расход компонента 68 кг/с. Соотношение компонентов— 6:1. Турбонасосный агрегат окислителя: — масра — 261 кг; — мощность — 17,9 МВт; — скорость вращения — 28500 об/мин; — давление подачи — 292,5 атм. Турбонасосный агрегат горючего: — масса — 351,1 кг; — мощность — 46,23 МВт; — скорость вращения — 34 800 об/мин; — давление подачи — 415 атм.
А. ШУМИЛИН Камера сгорания: — давление — 204 атм; — температура — 3300 °С; — материалы — нержавеющая сталь и медный сплав NARloy-Z; — охлаждение — регенеративное, горючим. Степень расширения сопла— 77,5:1. Удельный импульс (в вакууме) — 452,9 с. Тяга — 170,2 т (на уровне моря), 213,4 т (в вакууме). Диапазон дросселирования тяги — 65—109%. Продолжительность работы — 520 с (номинальная), 761 с (максимальная). В целях снижения эксплуатационных затрат для двигате- двигателя SSME была принята блочная компоновка: большинство ос- основных агрегатов ЖРД представляют собой съемные элемен- элементы конструкции, доступ к которым не требует демонтажа дру- других узлов. Такой подход дает возможность не только быстро проводить контрольные проверки и текущее обслуживание изделия, но и оперативно менять отказавшие элементы, при- причем не снимая ЖРД с орбитальной ступени. Другой особенностью двигателя является его автономность в составе всей силовой установки. Функции контроля и управления работой каждого из трех ЖРД осуществляются отдельными контроллерами, смонтированными непосредствен- непосредственно на изделиях. Роль этого устройства особенно важна при возникновении нештатной ситуации, когда в автоматическом режиме будет производиться останов отказавшего двигателя (два других ЖРД должны обеспечить аварийное прекращение полета орбитальной ступени). Блочная компоновка двигателя SSME позволяет также с минимальными затратами осуществлять различные доработ- доработки изделия. В 1983 г. NASA утвердило десятилетнюю про- программу поэтапной модернизации основной двигательной установки МТКС «Спейс Шаттл». В рамках этого проекта, на- начальная стоимость которого была определена в 1 млрд долл., к 2001 г. было создано четыре модификации двигателя SSME. Так, например, модель «Block-1», эксплуатация которой на- началась в 1995 г., оснащалась усовершенствованными тепло- теплообменником канала отвода окислителя, коллектором газоге- газогенераторного газа и, самое главное, новым высоконапорным ТНА окислителя. По итогам первых лет эксплуатации
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ИЕ» 15 3 МТКС износоустойчивость последнего элемента оказалась весьма низкой — этот агрегат требовал серьезного ремонта уже после трех полетов. Модель «Block-2A», используемая с 1998 г., отличается от предшествующих ЖРД большим диаметром критического се- сечения сопла, что позволяет несколько снизить температуру и давление в камере сгорания. Летом 2001 г. состоялся запуск МТКС с двигателем модели «Block-2», которая оснащается но- новым ТНА горючего. Усовершенствованный агрегат характери- характеризуется литым корпусом (при изготовлении прежнего исполь- использовалась сварка), единой сборкой вала с крыльчаткой, кера- керамическими подшипниками и т.п., что в общем позволило примерно вдвое увеличить ресурс ТНА. Кроме того, NASA изучает возможности создания модели Block-З с новой «рубашкой» охлаждения сопла. В настоящее время в ЖРД применяется наборное сопло из 1080 спаянных трубок, новый вариант предполагает использование цельной оболочки с фрезерованными каналами. В целом за всю историю программы «Спейс Шаттл» было изготовлено 106 двигателей SSME, средняя стоимость кото- которых оценивается в 40 млн долл. В начале 2002 г. NASA при- приняло решение о закупке еще трех изделий. Дополнительный заказ был оформлен в рамках нового соглашения с фирмой «Rocketdyne» о текущем обслуживании и контрольных ис- испытаниях маршевых ЖРД орбитальной ступени. Стоимость заключенного пятилетнего контракта составила 1,14 млрд долл. Составной частью двигательной установки орбитальной сту- ступени является подвесной топливный отсек, обеспечивающий работу маршевых ЖРД практически до достижения первой космической скорости. Отделение ПТО происходит на высоте 110 км примерно на 530 с полета (вкл. 24), довыведение ОС на рабочую орбиту производится двигателями системы орбиталь- орбитального маневрирования. Подвесной топливный отсек — самый крупный элемент МТКС, его длина составляет 46,9 м, а диаметр — 8,4 м. Кон- Конструктивно ПТО, спроектированный фирмой «Martin Marietta Manned Space Systems» из алюминиевых сплавов, состоит из бака окислителя высотой 16,6 м, межбакового отсека и бака горючего высотой 29,5 м. Расположенный вверху бак окисли- окислителя емкостью 559 м3 рассчитан на размещение 625,85 т жид- жидкого кислорода при температуре -183 °С, бак горючего емкое-
А. ШУМИЛИН тью 1514 м3 вмещает 104,31 т жидкого водорода при темпера- температуре -253 °С. Также топливный отсек используется в качестве основно- основного несущего элемента МТКС, на котором крепятся орбиталь- орбитальная ступень и твердотопливные ускорители. В межбаковом отсеке помимо различного приборного оборудования установ- установлена силовая балка, воспринимающая нагрузку от тяги ТТУ (нижние узлы крепления обеспечивают фиксацию ускорите- ускорителей лишь в поперечной, плоскости). Для монтажа орбиталь- орбитальной ступени используется три узла крепления: один передний на верхнем шпангоуте бака горючего и два хвостовых на че- тырехопорной раме, передающей нагрузки на силовые лонже- лонжероны и нижний шпангоут того же бака. За годы эксплуатации МТКС подвесной топливный отсек, как и многие ее элементы, претерпел различные доработки, направленные в основном на облегчение конструкции. Уже при подготовке к третьему полету МТКС было решено отказаться от покраски баков, что позволило снизить его массу с 35,4 т до 34 т. В 1983 г. компания «Martin Marietta», ныне входя- входящая в состав корпорации «Lockheed Martin», изготовила об- облегченную модель LWT (Lightweight Tank) массой 29,9 т. Более существенное снижение массы конструкции отсе- отсека (до 26,3 т) было достигнуто за счет использования алю- алюминий-литиевого сплава Weldalite 2195, обладающего по сравнению с прежним материалом меньшей (на 5%) плот- плотностью и большей (на 30%) прочностью. Эта модель бака с обозначением SLWT (Super Lightweight Tank) впервые была применена в 1998 г. Стоимость изготовления ПТО — единственного неспасаемого элемента МТКС — в конце 1990-х годов оценивалась в 30 и 33,5 млн долл. для моделей LWT и SLWT соответственно. Разработанные корпорацией «Thiokol» для МТКС «Спейс Шаттл» ускорители SRB (Solid Rocket Booster) являются са- самыми крупными твердотопливными блоками, доведенными до стадии эксплуатации. Другой особенностью программы со- создания ТТУ стало то, что они предназначались для пилоти- пилотируемой транспортной системы; все прежние запуски амери- американских аппаратов с человеком на борту осуществлялись жид- жидкостными ракетами. .Требование многоразового применения ускорителей (с ресурсом до 20 полетов) еще более осложнило их проектирование. Поэтому для решения последней задачи
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США была предложена отработанная схема парашютной посадки на воду. Каждый из ускорителей комплектуется носовым конусом, приборным отсеком, твердотопливным двигателем SRM (Solid Rocket Motor) и хвостовой юбкой. В носовом конусе находит- находится парашютная система и комплект из четырех РДТТ тягой по 10 т, предназначенных для увода ускорителя от МТКС пос- после разделения. Электронное оборудование, установленное в приборном от- отсеке, инициирует и выполняет контроль за такими операция- операциями, как включение двигателя, его отделение и развертывание парашютов. Кроме того, в отсеке размещены элементы систем передачи телеметрической информации, самоликвидации и радиомаяк для служб спасения после приводнения. На внеш- внешней обшивке отсека установлен передний узел крепления ТТУ к подвесному топливному отсеку. Хвостовая юбка с четырьмя опорами является силовой кон- конструкцией, обеспечивающей вертикальное положение МТКС на пусковой платформе. Расположенное в ней электронное обо- оборудование осуществляет прием и исполнение команд, посту- поступающих непосредственно от БЦВМ орбитальной ступени. Од- Одной из основных задач этой аппаратуры является управление вектором тяги двигателя. Две гидравлические установки по- поворота сопла приводятся в действие от турбин, работающих на гидразинном горючем. На внешней поверхности юбки, как и на приборном отсеке, смонтирован комплект РДТТ увода ускорителя. Корпус двигателя SRM изготавливается из 11 стальных сек- секций, технологически объединенных в четыре сборки: переднюю, две центральных и хвостовую. Центральные сборки идентичны и допускают взаимозаменяемость при монтаже РДТТ. Ускорители снаряжаются топливом ТР-Н1148, ранняя мо- модификация которого была создана компанией «Thiokol» для РДТТ первой ступени баллистической ракеты «Посейдон _С-3». В состав топлива ТР-Н1148 входит окислитель— перх- перхлорат аммония F9,7% по массе), горючее — алюминий A6%), связующее — полимер полибутадиена, акриловой кислоты и акрилонитрила A2%) с эпоксидной смолой B%) и катализа- катализатор — окись железа @,3%). Для регулирования тягой ТТУ в топливном заряде проло- проложен профилированный канал горения. В верхней части пере-
156 А. ШУМИЛИН Твердотопливный ускоритель: 1 — носовой конус, 2 — тормозной парашют, 3 — верхний блок РДТТ увода ускорителя, 4 — основной парашют, 5 — нижний блок РДТТ увода ТТУ, 6 — поворачиваемое сопло, 7 — хвостовая юбка с опорами МТКС, 8 — хомут нижнего узла крепления ТТУ к ПТО, 9 — верхний узел крепления ТТУ, 10 — отсек электронного обору- оборудования, 11 — передняя юбка дней сборки РДТТ, где установлены воспламенители, канал имеет звездообразное сечение, ниже он круглой формы. В ос- остальных сборках канал представляет собой сочетание цилинд- цилиндра и усеченных конусов — профиль канала подбирался исхо- исходя из требуемого закона изменения тяги в полете. Твердотопливные ускорители, в доли секунды выходящие на максимальный уровень тяги (около 1500 т), обеспечивают старт МТКС «Спейс Шаттл». Запуск ТТУ, после чего взлет ста- становится неизбежным, производится после включения марше- маршевых ЖРД орбитальной ступени. Достаточно продолжительная (в 6,6 с) задержка необходима для последних проверок рабо- работы основной двигательной установки ОС. В целях снижения аэродинамических нагрузок на 50-й се- секунде полета тяга ускорителей снижается примерно на треть. Общая продолжительность работы изделия в составе МТКС со- составляет 124 с. Отделение ТТУ происходит на высоте 45 км при
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США скорости 1,3 км/с (вкл. 23). Продолжая движение по баллис- баллистической траектории, ускорители поднимаются на высоту 66 км, после чего начинается их спуск. На высоте 4,8 км производится выброс вытяжного пара- парашюта, который обеспечивает раскрытие тормозного диамет- диаметром 3,5 м. Три основных купола диаметром 41 м раскрыва- раскрываются после отстрела на высоте 3 км носового конуса, кото- который спускается на тормозном парашюте. На заключительном этапе спуска вертикальная скорость ускорителей составляет 95 км/ч; перегрузки при ударе о воду, достигающие 20 g, вос- воспринимаются хвостовой юбкой (выступающая за срез юбки часть сопла отстреливается незадолго до приводнения). При каждом запуске МТКС в зоне падения ускорителей де- дежурят два спасательных судна. После подхода к несколько за- затонувшему ТТУ (плавучесть изделия обеспечивает воздух нахо- находящийся внутри двигателя) сначала производится извлечение из воды отстреленных при приводнении основных парашютов, которые наматываются на барабаны, расположенные в средней части палубы корабля. Затем с помощью кормового крана осу- осуществляется подъем на борт носового конуса массой 2,2 т. Основную часть работы с ускорителем выполняют ныряль- ныряльщики, которые на глубине примерно 33 м устанавливают за- заглушку в сопло РДТТ. После этого через шланг, соединенный с заглушкой, в камеру нагнетается воздух, который вытесня- вытесняет находящуюся в ней воду. За счет этого ТТУ переводится в горизонтальное положение и начинается его буксировка к мысу Канаверал (вкл. 25). В зависимости от погодных условий поисково-спасательные работы длятся 1—4 дня; район падения удален от места стар- старта примерно на 230 км. Разобранные ускорители доставляются на предприятие фирмы «Thiokol», где каждая из секций РДТТ проходит очис- очистку и детальный контроль. Заливка топлива производится во вновь состыкованные сборки, в которых могут использовать- использоваться секции и от других ТТУ. Окончательный монтаж ускорите- ускорителей осуществляется непосредственно на пусковой платформе МТКС в Центре Кеннеди. Разработка ускорителей велась в сжатые сроки. Офици- Официальный контракт на их создание NASA подписало с фирмой «Thiokol» в конце 1973 г., первые же стендовые испытания опытного образца изделия состоялись летом 1977 г.
158 ЯШт> А. ШУМИЛИН Одновременно с подготовкой ТТУ к первым полетам спе- специалисты фирмы «Thiokol» вели активные работы по улуч- улучшению их массово-энергетических характеристик, посколь- поскольку грузоподъемность созданной МТКС не соответствовала тре- требуемым показателям. Уже при шестом запуске, состоявшемся в 1983 г., были применены образцы с облегченными на 1,8 т корпусами, что позволило увеличить массу полезного груза ОС на 320 кг. Начиная с восьмого полета A983 г.) в составе МТКС стали эксплуатироваться ускорители модели НРМ (High Performance Motor), увеличившие грузоподъемность системы на 1,36 т. Это было достигнуто за счет снижения массы корпуса ТТУ при- примерно на 10 т, увеличения степени расширения сопла с 7,16 до 7,72 и прочих нововведений. Значительным доработкам ускорители подверглись после катастрофы МТКС при двадцать пятом полете в 1986 г. Имен- Именно из-за отказа одного из них (прогара стенки корпуса в сты- стыке нижней и центральной сборки) произошел взрыв топлив- топливного отсека. (После проведенной модернизации твердотоплив- твердотопливный двигатель ТТУ получил обозначение RSRM — Redesigned Solid Rocket Motor, а с 1995 г. — Reusable SRM.) СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ RSRM Разработчик— «Thiokol». Применение— стартовые ускорители МТКС «Спейс Шаттл». Начало эксплуатации базовой модели — 1981 г. Масса — 569,64 т. Длина — 38,47 м. Диаметр — 3,71 м. Материал корпуса — сталь D6AC с минимальной толщи- толщиной 1,16 см. Сопло: — длина — 4,54 м; — диаметр критического сечения — 1,37 м; — диаметр внешнего среза — 3,8 м; — степень расширения — 7,72; — материал — сталь D6AC, алюминий (сопловой насадок). Топливо— ТР-Н1148. Масса топлива — 501,75 т.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США тШВ* 15 9 Продолжительность работы — 124 с. Тяга в вакууме — 1175 т (средняя), 1507 т (максимальная). Удельный импульс в вакууме — 268 с. Давление — 45 атм (среднее), 62,1 атм (максимальное). После утраты «Челленджера» и гибели его экипажа стали высказываться сомнения в обоснованности сделанного в 1972 г. выбора в пользу твердотопливных ускорителей, поскольку в сравнении с жидкостными ракетными блоками они менее управляемы и надежны. Риск, связанный с применением РДТТ в составе пилоти- пилотируемой транспортной системы, в полной мере осознавался и принимался руководством NASA. Поэтому на этапе конкурс- конкурсных предложений по ТТУ агентство рассматривало только те проекты, которые отличались высоким уровнем надежности и безопасности. В этом отношении отданное компании «Thiokol» предпочтение было оправдано: эта фирма обладала богатым опытом в создании и производстве РДТТ раздичных классов. По заказу военного ведомства ею было изготовлено около 3000 ступеней МБР «Минитмен» и 600 ступеней ракет «По- «Посейдон», примерно 900 двигателей компании использовалось в программах NASA, причем без единого отказа. Важным решением по повышению безопасности экипажа МТКС считается отказ от выведения на ее борту грузов с криогенными разгонными блоками. В связи с чем NASA пре- прекратило работы по двум модификациям ступени «Центавр» (позднее одна из них стала применяться в составе ракеты «Ти- тан-4»). Кроме того, были окончательно аннулированы планы создания многоразовых межорбитальных буксиров — помимо высокого технического риска подобные разработки требовали значительных финансовых средств. Длительный в 2,5 года перерыв в эксплуатации и сниже- снижение интенсивности полетов, приведшие к большой загружен- загруженности транспортной системы по правительственным програм- программам, стали основанием для запрещения использования ее для выведения коммерческих спутников. (Запуски аппаратов, при- принадлежавших частным компаниям, стали осуществляться уже с пятого старта МТКС, а с 1988 г. предполагалось проводить аукционную распродажу объема отсека полезного груза ОС с начальной ценой в 74 млн долл. по курсу 1982 г.) Общее сокращение числа полетов системы сделало нерен- нерентабельным содержание ради единичных запусков на поляр-
А. ШУМИЛИН ные орбиты стартовой площадки SLC-6 на базе Ванденберг; и в 1986—89 гг. была проведена поэтапная консервация основ- основных сооружений этого комплекса стоимостью 3, 2 млрд долл. Вышеназванные директивы существенно снизили целевую эффективность МТКС «Спейс Шаттл». Планы улучшения энер- энергетически^ характеристик системы, расширения диапазона достижимых орбит и зон обслуживания КА, получения диви- дивидендов от выведения коммерческих грузов и т.п. оказались нереализованными. В итоге национальная программа исследо- исследования космоса с участием человека, ранее предусматривавшая использование многочисленных наземных и космических средств, оказалась напрямую зависимой только от возможно- возможностей орбитальных ступеней МТКС. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЕ БОРТОВЫЕ КОМПЛЕКСЫ И СРЕДСТВА. В начале 1970-х годов в связи с ограниченными объемами финансирования перспективных проектов планы создания ор- орбитальной станции были отложены на неопределенное время. Поэтому МТКС «Спейс Шаттл» сразу же проектировалась как многофункциональное и универсальное средство многоцелево- многоцелевого назначения. Новую транспортную систему предполагалось использовать для выведения и орбитального обслуживания кос- космических аппаратов, а также как автономную платформу для проведения научных и прикладных исследований. . Тем самым изначально были предопределены высокая слож- сложность, значительные эксплуатационные затраты и низкая эф- эффективность МТКС при решении ряда задач. В частности, ис- использование дорогостоящей пилотируемой системы для запуска КА теперь признается нерентабельным. После развертывания в течение первых 24—48 ч полета крупногабаритного спутни- спутника астронавты могли заниматься лишь исследованиями с по- помощью оборудования, размещенного в основном в кабине эки- экипажа. Поэтому продолжительность большинства таких поле- полетов составляла 4—6 суток. Уникальные возможности и высокая эффективность МТКС «Спейс Шаттл» были продемонстрированы в ходе целе- целевых исследовательских полетов и при обслуживании спутников. Важным элементом орбитального корабля МТКС является дистанционный манипулятор, используемый как для развер- развертывания КА, так и при операциях по обслуживанию или ре-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США монту орбитальных объектов. Разработанный канадской фир- фирмой «Spar Aerospace» трехзвенный манипулятор длиной 15,3м и массой 408 кг рассчитан на работы с грузами массой до 29,5 т. В транспортировочном состоянии манипулятор размещается вдоль левого борта отсека полезного груза. После развертыва- развертывания на орбите он может управляться как в автоматическом режиме по командам бортового компьютера, так и вручную астронавтами с верхней палубы корабля, где имеются иллю- иллюминаторы, а также мониторы отображения видеосъемки теле- телекамер, смонтированных на шарнирных узлах манипулятора. Весьма эффективно используется манипулятор в качестве мобильной платформы для астронавта, проводящего обслужи- обслуживание космического объекта. В этом случае ноги астронавта фиксируются в специальных зажимах в концевой части «руки» ступени. При запланированных в ходе полета МТКС работах в от- открытом космосе на орбитальном корабле находятся три, а иног- иногда четыре скафандра (если внекорабельная деятельность не предусматривается, то все равно на случай возникновения не- нештатных ситуаций на борту имеется два комплекта). Каждый скафандр, обеспечивающий жизнедеятельность астронавта в течение 7 часов, весит 117 кг. Постоянный комплект из двух скафандров размещается в шлюзовой камере, через которую астронавты выходят в от- открытый космос. Камера первой модификации диаметром 1,6 м и высотой 2,1 м монтировалась на средней палубе орбитально- орбитального корабля. Начиная с 1997 г. стал применяться более вмести- вместительный шлюзовой блок высотой 4,5 м, который располагает- располагается уже в отсеке полезного груза ступени (его разработка была обусловлена большим объемом работ по строительству косми- космической станции). Помимо различных инструментов в камере имеются выводы коммуникаций для проверки и заправки ска- скафандров расходуемыми материалами (кислородом, водой и т.п.), а также для подзарядки системы электропитания. Для проведения научных исследований и экспериментов на борту орбитального корабля была создана универсальная лаборатория «Спейслэб» («Spacelab» — «Космическая лабора- лаборатория»), размещавшаяся в отсеке полезного груза. Основным элементом лаборатории, разработанной европейскими компа- компаниями по соглашению между NASA и Европейским космиче- космическим агентством ESA, являлся герметизированный модуль дли- длиной 7 м, соединенный с кабиной экипажа туннелем-лазом. 6- 1179 Шумилин
162 ЗШшт А. ШУМИЛИН Кроме того, в ее составе иногда применялись от одной до трех негерметичных платформ длиной 3 м. При максимально до- допустимой массе комплекса 14,5 т на экспериментальное обо- оборудование отводилось 12—15%. Большинство полетов лаборатории «Спейслэб» проводилось по определенной тематике: медико-биологические исследова- исследования, астрономия, технологические эксперименты и т.п. В ря- ряде случаев комплекс предоставлялся в преимущественное рас- распоряжение организациям отдельных стран — Германии, яв- являвшейся головной по программе «Спейслэб», и Японии. В 1983—1998 гг. было осуществлено 22 запуска МТКС «Спейс Шаттл» с этим универсальным исследовательским ком- комплексом стоимостью около 1 млрд долл. В целях расширения возможностей по размещению целе- целевого и технологического оборудования на элементной базеила- базеилаборатории «Спейслэб» были созданы герметизированные мо- модули «Спейсхэб» («Spacehab» — «Космическое жилище»). Стан- Стандартный модуль данного типа, который также соединяется с кабиной корабля лазом, имеет массу около 5 т и длину 3 м; общий объем, предоставляемый для работы астронавтов и мон- монтажа полезного груза массой 1,36 т, определяется 28,3 м3. Двой- Двойной модуль, собираемый из двух стандартных отсеков, допус- допускает размещение оборудования массой до 2,72 т. Эксплуатация стандартного модуля «Спейсхэб» началась в 1993 г., а удлиненного — в 1996 г. В составе ОС ойи успеш- успешно используются и как лабораторные отсеки, и как дополни- дополнительные хранилища оборудования для обеспечения различных задач полета, например снабжения космической станции. Пред- Предполетной подготовкой модулей «Спейсхэб» по контрактам NASA занимается компания «Spacehab», выступившая в 1986 г. инициатором этого проекта. Начиная с 1992 г. для увеличения продолжительности космического полета орбитальные ступени стали оснащать- оснащаться комплектом специального оборудования EDO (Extended Duration Orbiter), включающим в себя баки с жидким кис- кислородом и водородом для топливных элементов системы энер- энергоснабжения (баки устанавливаются в отсеке полезного гру- груза), систему удаления углекислого газа из атмосферы каби- кабины экипажа и дополнительные средства жизнеобеспечения астронавтов.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 163 Двойной модуль «Спейсхэб» и крупногабаритная шлюзовая камера в отсеке полезного груза В результате возможности пребывания ОС в космосе были увеличены с исходных 9—10 суток до четырех недель, хотя столь длительные полеты не проводились и даже не планиро- планировались. Практически оправданными были признаны полеты в 16 суток с двухдневным запасом необходимых компонентов. Предусмотренный резерв был почти полностью израсходован в ходе полета корабля «Колумбия» в конце 1996 г., когда по погодным условиям посадка ОС неоднократно откладывалась; в результате продолжительность полета достигла рекордной величины: 17 суток 15 ч 53 мин. ЭКОНОМИЧЕСКИЕ АСПЕКТЫ ПРОГРАММЫ. Как уже отмечалось, важнейшими факторами, в значитель- значительной степени определявшими решения по программе «Спейс Шаттл», были ограниченный бюджет и сжатые сроки прове- проведения работ. Тем не менее разработка МТКС продолжалась десять лёт, ее первый полет состоялся с трехлетней отсрочкой в 1981 г. Первоначальный бюджет программы E,15 млрд долл.) был превышен на 30% и достиг 6,74 млрд долл. в ценах 1971 г. В ходе выполнения проектно-конструкторской части про- программы «Спейс Шаттл» компании «Rockwell» не удалось в пол- полной мере обеспечить многие технико-эксплуатационные харак- характеристики МТКС. Наибольшими расхождениями между проек- проектными и реальными значениями отличаются экономические
А. ШУМИЛИН показатели созданной транспортной системы. Так, например, определенная в начале 1970-х годов стоимость изготовления одной орбитальной ступени в 250 млн долл. возросла до 2 млрд долл. (по курсу 1983 г.); затраты на производство двух ТТУ до- достигли 64 млн долл. A983 г.), а стоимость их послеполетного обслуживания в конце 1990-х годов оценивалась в 25 млн долл. Высокие затраты на программу «Спейс Шаттл» предпола- предполагалось окупить за счет интенсивной эксплуатации МТКС, ко- которая теоретическая была способна выводить грузы всех клас- классов. В целях привлечения коммерческих заказчиков NASA, ак- активно используя федеральные субсидии, существенно занижало расценки на использование МТКС — стоимость фрахта орби- орбитального корабля более чем вдвое была ниже реальных затрат на проведение запуска системы. В результате такой дотацион- дотационной политики, активно проводившейся еще до начала эксплу- эксплуатации МТКС, график ее полетов был расписан на несколько лет вперед. Однако реальная продолжительность работ по предстарто- предстартовому обслуживанию МТКС в несколько раз превысила ранее установленные 14 суток. По результатам эксплуатации систе- системы в 1981—1983 гг. без учета данных по первым полетам ко- кораблей «Колумбия» и «Челленджер», потребовавших допол- дополнительных затрат, период подготовки транспортной системы к очередному запуску в среднем составил 116 суток, из кото- которых 61 день заняли работы в корпусе обслуживания орбиталь- орбитальной ступени OPF, 12 дней в сборочном корпусе VAB и 43 дня на стартовой позиции. При выполнении этих работ больше всего тратится времени на проверку маршевых двигателей ОС и восстановительный ремонт ее теплозащиты. В количественном выражении трудозатраты на последнюю операцию в середине 1990-х годов определялись 17 000 чел.-ч. В результате стоимость проведения запуска МТКС возрос- возросла с ожидавшихся 75 млн долл. до 257 млн долл. (усреднен- (усредненная величина по первым 20 полетам в 1981—1985 гг.), а мак- максимальная частота стартов снизилась до 9 полетов в год. До последней катастрофы «Колумбии» NASA ежегодно осу- осуществляло пять-шесть полетов МТКС с плановым периодом подготовки к запуску в 88 суток F0 дней в корпусе OPF, 5 дней в корпусе VAB и 23 дня на стартовой площадке) и с общими трудозатратами в 500 000 чел.-ч.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США В целях снижения текущих затрат на программу NASA проводит политику объединения основных работ по обслужи- обслуживанию МТКС в единую административно-исполнительную структуру. До 1984 г. предполетная подготовка системы осу- осуществлялась непосредственно ее разработчиком — компанией «Rockwell», затем эти функции были переданы консорциуму во главе с компанией «Lockheed Martin». Каждый из участни- участников консорциума был ответственен за отдельные виды работ: головной подрядчик — за обслуживание орбитальной ступе- ступени, фирма «Grumman» за обеспечение запуска, «Thiokol» — за подготовку топливного отсека и ТТУ, включая спасение пос- последних, «Pan American» — за планирование операций, инже- инженерно-техническое обеспечение и т.п. В 1996 г. большая часть работ по МТКС была передана од- одному коммерческому подряднику — фирме «United Space Alliance» (USA), созданной на паритетных началах корпора- корпорациями «Boeing» и «Lockheed Martin». В рамках первого шес- шестилетнего контракта SFOC (Space Flight Operations Contract) стоимостью 7 млрд долл. фирма осуществляла не только на- наземное обслуживание транспортной системы, но и многие фун- функции обеспечения полета ОС. За счет упрощения организаци- организационной структуры программы (ранее подобный объем работ выполнялся по более чем 80 отдельным контрактам) NASA экономит около 770 млн долл. в год. В качестве контрольной величины затрат на запуск транс- транспортной системы были определены 400 млн долл. за превыше- превышение указанной суммы фирма USA штрафуется, а за экономию средств премируется. В 1999 и 2000 гг., когда было осуществ- осуществлено 3 и 5 полетов МТКС, доходы фирмы USA со штатом со- сотрудников около 10 650 человек составили 1,46 и 1,66 млрд долл. соответственно. Летом 2004 г. NASA пролонгировало контракт SFOC еще на два года с объемом работ на 3,6 млрд долл. В соответствии с достигнутыми договоренностями предусмотрено участие ком- компании USA в подготовке к возобновлению запусков МТКС (ориентировочно летом 2005 г.). После истечения срока дей- действия этого соглашения, вероятно, будет подписан последний контракт, который охватит и завершение полетов системы. Высокие эксплуатационные затраты существенно снизили эФфективность применения МТКС «Спейс Шаттл» при решении ОтДельных целевых задач, в частности по обслуживанию К А на
А. ШУМИЛИН орбите или возвращению их на Землю для ремонта и повторно- повторного запуска. За весь период эксплуатации с помощью ОС уда- удалось спасти лишь пять отказавших спутников, два из которых для восстановительного ремонта были доставлены на Землю. Операции по орбитальному обслуживанию в настоящее время проводятся лишь со спутником-обсерваторией HST (вкл. 26). К 2004 г. было осуществлено четыре полета МТКС, полностью посвященных работам с этим уникальным аппаратом. В то же время следует отметить и другие обстоятельства, не связанные напрямую с МТКС. Жесткие бюджетные огра- ограничения вынуждали как NASA, так и военные организации отказываться от разработки крупногабаритных многоцелевых аппаратов (в пользу создания меньших по массе и, соответ- соответственно, более дешевых спутников), орбитальное обслужива- обслуживание которых становилось нерентабельным. Кроме того, сни- снижению стоимости космических рбъектов способствовали но- новые промышленные технологии, использование типовых спутниковых платформ и увеличение объемов производства. Серьезные просчеты в планировании и экономической оценке работ по программе «Спейс Шаттл» были усугублены произо- произошедшей в 1986 г. катастрофой «Челленджера», после которой эксплуатация МТКС прекратилась на 2,5 года. В результате этого вся космическая программа страны оказалась под угрозой сры- срыва, так как в середине 1980-х годов промышленные компании, будучи не в состоянии конкурировать с субсидируемой прави- правительством транспортной системой, были вынуждены прекратить производство одноразовых РН (хотя еще в 1984 г. правитель- правительство специальным законом разрешило частным фирмам прово- проводить коммерческие запуски космических аппаратов). В сложившейся ситуация правительству и Конгрессу при- пришлось радикально пересмотреть всю государственную поли- политику в области транспортных космических систем. Возник- Возникший кризис с запусками КА, в том числе решающих задачи национальной безопасности, показал необходимость наличия так называемого смешанного парка средств выведения, со- состоящего из МТКС и ракет-носителей. (Справедливости ради следует отметить, что еще до взрыва «Челленджера» данную концепцию выдвинули ВВС, озабоченные низкой интенсив- интенсивностью полетов системы и возникавшими в связи с этим спо- спорами с NASA о приоритетности запусков военных и граж- гражданских объектов.)
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США Утрата «Челленджера» также потребовала значительных ассигнований на постройку пятой орбитальной ступени «Ин- девор» («Endeavour» — «Стремление») и модернизацию МТКС с целью повышения ее надежности и безопасности. При этом затраты на доработку системы, достигшие 2,4 млрд долл., превысили стоимость изготовления нового корабля A,8 млрд долл.). Расходы на модернизацию отдельных элементов МТКС со- составили следующие суммы: — маршевые двигатели — 1197 млн долл.; — твердотопливные ускорители — 508 млд долл.; — орбитальная ступень — 459 млн долл.; — подвесной топливный бак — 9 млн долл.; — прочее оборудование — 227 млн долл. В итоге по курсу 2000 г. общие затраты на программу «Спейс Шаттл» достигли 30 млрд долл. МОДЕРНИЗАЦИЯ МТКС. Несмотря на то что мероприятия по модернизации систе- системы «Спейс Шаттл» велись постоянно, наиболее существенным доработкам МТКС подверглась после взрыва «Челленджера». В ходе их выполнения была усовершенствована конструкция ТТУ, особенно узлов крепления сборок и сопловой части. Свы- Свыше 200 изменений было внесено в конструкцию орбитальных ступеней, около 100 — в программные средства, маршевые дви- двигатели SSME были улучшены по 35 позициям. Итогом прове- проведенных в 1986—1988 гг. мероприятий стало снижение веро- вероятности гибели экипажа МТКС до 0,0025, то есть в одном из 400 полетов. Однако последняя катастрофа опровергла все расчеты. При состоявшемся 16 января 2003 г. 113-м запуске МТКС отвалив- отвалившийся от подвесного топливного отсека 800-граммовый кусок теплоизоляции решил судьбу «Колумбии», ее экипажа и всей программы в целом — при возвращении на Землю через обра- образовавшийся в передней кромке левого крыла пробой проник- проникла высокотемпературная плазма, которая разрушила силовую конструкцию корабля. До произошедшей катастрофы NASA готовило план меро- мероприятий по продлению эксплуатации МТКС «Спейс Шаттл», минимум, до 2020 г. После гибели «Колумбии» этот срок сокращен до 2015 г. В январе 2004 г. агентство получило
168 ДЬ» А. ШУМИЛИН директиву прекратить полеты системы сразу же после окон- окончания сборки Международной космической станции в 2010 г. Специально образованная комиссия занималась расследо- расследованием причин аварии в течение семи месяцев. В подготов- подготовленном ею отчете наряду с рекомендациями технического ха- характера указывалась необходимость кардинальной реоргани- реорганизации структур, отвечающих за безопасность пилотируемых полетов. По мнению членов комиссии, бюрократическая инерт- инертность и отсутствие взаимодействия между службами обеспе- обеспечения запусков МТКС привели к тому, что за более чем двух- двухнедельное пребывание ступени на орбите не было предприня- предпринято ни одного действия по выяснению степени ее повреждения (удар осколка теплоизоляции по кромке крыла был зафикси- зафиксирован видеокамерой, и этот факт стал известен специалистам наземных служб уже на следующий день после старта). Более того, небольшие повреждения ОС и стартовых ускорителей отколовшимися фрагментами теплоизоляции топливного бака замечались и раньше. Но никаких практических работ по уст- устранению этих аномалий также не проводилось. Таким образом, руководство программы «Спейс Шаттл» отчасти повторило ошибки, приведшие к взрыву «Челлендже- ра». И в том и в другом случае помимо технических недостат- недостатков отдельных элементов МТКС решающее значение при при- принятии решений имели стоимостные и временные факторы, а также политические соображения (тогда требовалось повысить оборачиваемость системы и снизить эксплуатационные расхо- расходы, сейчас приостановка полетов повлекла бы задержки с раз- развертыванием Международной космической станции). Среди основных рекомендаций комиссии по доработке кон- конструкции МТКС, которые должно выполнить NASA перед во- возобновлением ее полетов в 2005 г., были названы следующие: — устранить причины срыва теплоизоляции с ПТО; — повысить стойкость теплозащиты к ударным воздействи- воздействиям, которые могут быть вызваны фрагментами собственной конструкции, орбитальными осколками других аппаратов, а также микрометеоритными частицами; — расширить возможности контроля за состоянием МТКС на всех этапах полета. Для этого NASA предполагает примерно вдвое увеличить количество наземных и воздушных средств слежения за системой, включая использование разве- разведывательных спутников для оценки состояния теплозащитных
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДЕ, 16 9 покрытий ступени после выхода на орбиту. Кроме того, те- теперь манипулятор корабля будет оснащаться специальным насадком с телекамерой, которая позволит экипажу самостоя- самостоятельно проводить осмотр теплозащиты; — осуществлять запуски МТКС только в светлое время суток; — разработать для экипажа средства ремонта теплозащит- теплозащитных покрытий на орбите; — продолжать модернизацию бортового оборудования МТКС для повышения надежности и безопасности. К наиболее приоритетным проектам последней рекоменда- рекомендации относятся: — улучшение системы диагностики состояния маршевых ЖРД орбитальной ступени. (Сначала двигатели SSME будут оснащаться устройствами контроля за уровнем вибраций вы- высоконапорных ТНА; затем оптическими датчиками анализа отбрасываемого пламени и программными средствами, способ- способными обрабатывать подобную информацию, прогнозировать дальнейшее развитие событий и выдавать команды либо на полный останов двигателя, либо на переключение его в без- безопасный режим работы, например путем дросселирования тяги. Ориентировочная стоимость этого проекта — 108 млн долл.); -г модернизация электронного оборудования орбитальных ступеней с целью облегчения работы экипажа. (Первым эта- этапом этих мероприятий, общая стоимость которых может до- достичь 380 млн долл., стала замена на двух ОС («Атлантисе» и «Колумбии») приборных панелей командира корабля и пило- пилота. Теперь вместо четырех электронно-лучевых мониторов и 32 механических индикаторов для отображения информации используются 11 цветных жидкокристаллических дисплеев, объединенных в единый комплекс MEDS (Multifunction Electronic Display System, — см. вкл. 27). В дальнейшем пред- предполагается доработать систему предупреждения и сигнализа- сигнализации экипажа, что позволит астронавтам сосредоточиться на решении целевых задач полета.) В итоге, общие затраты на доработку МТКС до возобновле- возобновления ее полетов составят около 1,5 млрд долл., а к завершению ее эксплуатации эта величина может возрасти до 2,2 млрд долл. В то же время многие специалисты высказывают сомне- сомнения в возможности окончания строительства Международной космической станции в 2010 г., поскольку для решения этой
А. ШУМИЛИН задачи потребуется 25—35 полетов МТКС. Поэтому после воз- возникновения каких-либо проблем и приостановления эксплуа- эксплуатации системы потребуется увеличить интенсивность запусков, а это связано с большим риском. Для решения последней проблемы предлагается оснастить орбитальные ступени средствами проведения полетов в авто- автоматическом режиме для снабжения МКС. Отсутствие астро- астронавтов на борту существенно смягчит требования по безопас- безопасности и упростит предполетную подготовку системы. Возможность создания полностью автоматизированной си- системы управления МТКС на всех этапах полета, в том числе и при стыковке с орбитальной станцией, изучалась в рамках комплексной программы по продлению жизненного цикла транспортной системы до 2020 г. Другим проектом этой программы, результаты которого еще могут найти свое применение, является создание более мощ- мощных и надежных стартовых ускорителей. Еще в середине 1980-х компанией «Thiokob были изго- изготовлены и успешно испытаны экспериментальные ТТУ с гра- фито-эпоксидными корпусами. Работы по этому проекту, пред- предполагавшему увеличение грузоподъемности транспортной си- системы на 2 т, были прекращены после взрыва «Челленджера». Затем фирма «Thiokob сосредоточила свои усилия на со- создании пятисекционного ускорителя RSRB (Reusable Solid Rocket Booster). Расчеты показали, что использование дополнительной секции в сборке позволит увеличить среднюю тягу изделия с 1178 т до 1400 т, а время работы изделия до 128 с. В результате грузоподъемность МТКС возрастет примерно на 10 т. Вместе с тем будет существенно повышена и надежность системы, так как более мощные ТТУ обеспечат выведение ко- корабля на низкую орбиту при одном отказавшем двигателе SSME, а это позволит затем совершить штатную посадку на территории США. Таким образом, при возникновении аварий- аварийной ситуации исключаются рискованные маневры для возвра- возвращения ступени на мыс Канаверал или сложная посадка на аэро- аэродромы в Испании или Африке. Первые стендовые испытания полномасштабного образца пятисекционного ТТУ компания «Thiokob успешно провела в октябре 2003 г., то есть уже после гибели «Колумбии». Одна- Однако шансы на дальнейшее продолжение работ невелики как вследствие неопределенности с перспективами программы, так
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США и по финансовым соображениям (потребные затраты оценива- оцениваются в 1 млрд долл.). По тем же причинам к разряду футуристических можно отнести и проекты создания жидкостных крылатых уско- ускорителей, способных самостоятельно возвращаться к месту старта— стоимость их разработки к 2010 г. может достичь 4—5 млрд долл. . > Итак, эпоха «Шаттлов» заканчивается. Подводя краткие итоги двадцатидвухлетней эксплуатации системы «Спейс Шаттл» можно отметить следующее. Большин- Большинство требований, поставленных перед проектантами, не были выполнены. МТКС получилась с недостаточно высокими энер- энергетическими характеристиками и прискорбно низкими пока- показателями надежности и безопасности. Исходная экономическая задача программы — резкое сокра- сокращение стоимости выведения грузов на околоземные орбиты — осталась попросту нерешенной. Затраты на обслуживание МТКС оказались столь высокими, что запуски большинства ав- автоматических КА выгоднее производить ракетами-носителями. Но программу «Спейс Шаттл» нельзя рассматривать толь- только как какой-то обособленный, пусть чрезвычайно сложный и дорогостоящий, проект. Создание МТКС «Спейс Шаттл» откры- открыло новый путь развития космонавтики (в первую очередь аме- американской), а всякое новое всегда грозит неудачами, потеря- потерями и бесценным опытом. В ходе реализации программы «Спейс Шаттл» удалось по- получить важные практические результаты для оценки целе- целевой эффективности авиационно-космических систем данного типа. Широкие возможности применения орбитальных сту- ступеней МТКС были продемонстрированы при выполнении не- непродолжительных исследований научного и прикладного ха- характера. Это было достигнуто за счет повторного использова- использования уникального лабораторного оборудования, а также непосредственного участия в проведении экспериментов спе- специалистов-ученых. Транспортная система позволяет выполнять на орбите ши- широкий спектр работ, включая ремонт и спасение спутников. Однако по ряду причин, частично связанных с изменением подходов к разработке и эксплуатации космических средств (снижение массы и стоимости спутников, увеличение объе-
172 ЯВ» А. ШУМИЛИН мов их производства и т.п.), эти возможности не были реа- реализованы в полной мере и с ожидавшимся экономическим эффектом. Накопленный в различных полетах опыт по сборке круп- крупногабаритных конструкций нашел свое практическое приме- применение в 1998 г., когда началось строительство Международ- Международной космической станции (вкл. 28). Таким образом, на исходе второго десятилетия эксплуатации МТКС «Спейс Шаттл» ста- стала применяться по своему «прямому» (исходному) назначению: для развертывания и снабжения орбитальной станции. Теперь после многолетнего пребывания в качестве основ- основного элемента национальной космической программы эта транс- транспортная система будет решать в целом вспомогательные зада- задачи. Но несмотря на изменение статуса, МТКС «Спейс Шаттл» сохранит свою значимость и необходимость еще некоторое вре- время. В истории же она останется достойным воплощением це- целой эпохи и американской, и мировой космонавтики. ПРОГРАММА NASP И ЕЕ РАЗВИТИЕ Низкая рентабельность МТКС «Спейс Шаттл» вынудила США активизировать исследования по более эффективному средству выведения КА. Наибольшую заинтересованность в этих работах проявляло Министерство обороны, так как но- новая транспортная система оказалась малопригодной для ре- решения многих задач этого ведомства. (В целом за прошедший период эксплуатации МТКС было осуществлено лишь 11 по- полетов, полностью посвященных программам Министерства обо- обороны. Но при этом следует отметить, что для выведения по- попутных грузов и проведения экспериментов в интересах раз- различных военных организаций эта система используется достаточно часто.) Среди основных проблем, затруднявших использование МТКС «Спейс Шаттл» в военных целях, отмечаются следу- следующие: — низкая оперативность применения из-за продолжитель- продолжительного периода предстартовой подготовки и загруженности сис- системы по программам NASA; — высокий уровень уязвимости МТКС как в наземных ус- условиях, так и при выполнении орбитального полета;
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США — высокая стоимость эксплуатации усугублялась необхо- необходимостью проведения дорогостоящих работ по ужесточению режима секретности и скрытности операций по подготовке и проведению полетов по военным программам; — отказ от запусков кораблей на полярные орбиты, активно используемых для решения разведывательных задач; — отказ от комплектации МТКС по соображениям безопас- безопасности экипажа криогенными разгонными блоками, что суще- существенно ограничило возможности по выведению стационарных спутников тяжелого класса. Учитывая подобные обстоятельства (за исключением двух последних, явившихся следствиями катастрофы «Челлендже- ра»), ВВС еще в 1983 г. выступили с инициативой создания смешанного парка средств выведения, предусматривавшего наличие как МТКС, так и одноразовых ракет. С большим тру- трудом руководству ВВС удалось убедить Конгресс и правитель- правительство в необходимости РН, по своей грузоподъемности сопоста- сопоставимой с системой «Спейс Шаттл». Благодаря этому в 1984 г. была санкционирована разработка тяжелой ракеты «Титан-4», ставшей после ввода в Эксплуатацию в 1989 г. основным сред- средством выведения спутников стратегического назначения. Ракета-носитель « Титан-4» в полном объеме заменила си- систему «Спейс Шаттл» по развертыванию спутников тяжело- тяжелого класса, обеспечив при этом возможности выведения гру- грузов на полярные орбиты с базы Ванденберг. Однако эксплуа- эксплуатация этой ракеты, как и МТКС, была связана с высокими производственными затратами. Стоимость запуска ракеты без верхней ступени в 1993 г. оценивалась в 200—250 млн долл., а в комплектации с разгонным блоком «Центавр» — 350— 400 млн долл. Таким образом, вопрос о сокращении стоимости выведе- выведения грузов по-прежнему оставался актуальным. Ситуация ос- осложнялась планами развертывания многочисленной орбиталь- орбитальной группировки для перспективной системы противоракет- противоракетной обороны, позднее получившей название «Стратегической оборонной инициативы» (СОИ). Необходимый для реализации этой программы грузопоток в космос определялся нескольки- несколькими тысячами спутников легкого и среднего класса. Причем для восполнения орбитальных систем на этапе эксплуатации требовалось обеспечить чрезвычайно высокую оперативность запуска новых аппаратов.
174 ДЬ» А. ШУМИЛИН Как МТКС «Спейс Шаттл», так и ракета «Титан-4» не могли соответствовать предъявляемым требованиям ни по эксплуа- эксплуатационным, ни по экономическим показателям. Только исхо- исходя из реально возможных объемов финансирования этапа раз- развертывания орбитальной группировки системы ПРО стоимость выведения грузов в космос по сравнению с текущим уровнем необходимо было сократить в 7—10 раз. Ключом к решению задачи радикального снижения затрат на запуски КА представлялось использование полностью мно- многоразовой одноступенчатой ТКС с текущими затратами, при- принятыми в авиационной технике. Большинство проводимых в 1980-х годах исследований были ориентированы на изучение возможностей создания ВКС, способного не только совершать гиперзвуковые полеты в верхних слоях атмосферы, но и вы- выходить на околоземную орбиту. На основе предварительных изысканий в 1985 г. начались работы по комплексной программе NASP («National Aero- Space Plane» — «Национальный воздушно-космический само- самолет»), к реализации которой были привлечены многочислен- многочисленные военные организации во главе с ВВС и NASA. Програм- Программа, получившая статус так называемых «черных проектов», была полностью засекречена, поэтому о полученных в ходе ее реализации результатах, как, впрочем, и о ее исходных задачах, определенно судить крайне затруднительно. Тем не менее... Согласно опубликованным данным, целью программы NASP являлось создание двух пилотируемых эксперименталь- экспериментальных самолетов Х-30. Эти демонстрационные модели перспек- перспективной МТКС, оснащенные СПВРД, должны были совершать полеты с крейсерской скоростью М=5—15, а при использова- использовании небольшого ракетного двигателя разгоняться до скорос- скорости М=25, соответствующей выходу на околоземную орбиту. Старт и посадка аппаратов должны были выполняться в го- горизонтальном положении с и на аэродромную полосу длиной около 3 км (о типе двигателей, которые должны обеспечить разгон самолетов до скорости включения СПВРД в печати не сообщалось). За счет мобильности, непродолжительного пос- послеполетного обслуживания на обычной авиационной базе и возможности оперативного запуска уязвимость таких ВКС по сравнению с МТКС «Спейс Шаттл» предполагалось существен- существенно снизить.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США На стадии концептуальных исследований новая транспор- транспортная система или созданные на ее элементной базе аппараты также рассматривались в следующих качествах: — стратегического бомбардировщика, который должен бу- будет заменить проектировавшийся тогда самолет В-2; — истребителя для перехвата не только боевых авиацион- авиационных средств, но и МБР, то есть подобные аппараты должны были стать составным элементом системы ПРО; — высокоскоростного разведывательного аппарата; — боевой крылатой ракеты. Первоначально при определении общего вида самолета Х-30 проводилось сравнение трех схем: конической с круговым расположением воздухозаборников, интегральной с несущим корпусом и интегральной с формированием потока несущими плоскостями; обычная самолетная схема с нйзкорасположен- ным крылом была отклонена уже на ранней стадии исследова- исследований из-за низкой ее эффективности при применении СПВРД. Выполненные расчеты показали, что оптимальным вари- вариантом для перспективного ВКС является несущий корпус с небольшим дельтавидным крылом и двухкилевым вертикаль- вертикальным оперением. Интегральная компоновка изделия предусмат- предусматривала удлиненную нижнюю поверхность фюзеляжа, которая обеспечивала предварительное сжатие потока перед силовой установкой, состоящей из трех СПВРД. Профилированная кор- кормовая часть играла роль элемента сопла. Исходное значение стартовой массы аппаратов Х-30 опре- определялось в 113 т (позднее она возросла до 159 т), а длина 46— 61 м. (При этом следует отметить, #то в справочных изданиях и многочисленных публикациях, посвященных проекту, кон- конкретные значения грузоподъемности изделия не указывались. Лишь после закрытия программы появилось сообщение, что при габаритах, сопоставимых с размерами орбитального ко- корабля системы «Спейс Шаттл», новый транспортный аппарат должен был выводить в космос грузы массой 9 т.) Общие затраты на создание двух ВКС оценивались в 10,4 млрд долл. (в ценах 1992 г.). Согласно подготовленным планам первый испытательный полет изделия с достижением крейсерской скорости М = 5—15 должен был состояться в 2000 г., а с выходом на орбиту спустя два года. Высокая сложность проекта потребовала нестандартных подходов к организации работ. Анализ результатов предвари-
А. ШУМИЛИН Воздушно-космический самолет NASP тельного проектирования системы выявил, что ни одна из фирм-подрядчиков не сможет выполнить роль головного раз- разработчика. Поэтому было образовано два промышленных кон- консорциума — один по разработке планера, второй по созданию двигательной установки. В первый вошли фирмы «General Dynamics» (ныне подразделение компании «Lockheed Martin»), «McDonnell Douglas» и «Rockwell» (обе сейчас находятся в со- составе корпорации «Boeing»), а во второй консорциум фирм «Pratt and Whitney» и «Rocketdyne» (последняя из них также принадлежит корпорации «Boeing»). В ходе реализации программы NASP подрядчикам удалось добиться определенных успехов при разработке новых СПВРД, конструкционных материалов и т.п. (из-за секретности проек- проекта подробные сведения в печати не публиковались). Однако серьезные технические проблемы выявили невозможность со* здания подобных аппаратов в ближайшие годы. В итоге, в 1993 г. работы по программе, расходы на которую достигли 2 млрд долл., были прекращены. Наиболее сложной задачей проекта было признано обеспе- обеспечение эффективной теплозащиты аппарата Х-30. Высокие теп- тепловые нагрузки предопределялись выбранной схемой выведе- выведения, рассчитанной на максимальное использование ВРД. Та- Таким образом, большая часть гиперзвукового полета проходила в плотных слоях атмосферы, что приводило к чрезмерному нагреву конструкции. Вопрос теплозащиты проектировавшегося изделия стал одним из парадоксов программы Х-30. По сообщениям прес- прессы, серия экспериментов по отработке системы активного охлаждения фюзеляжа и двигателей жидким водородом про-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США шла успешно. Тем не менее позднее было предложено исполь- использовать на ВКС матричные композиты из титанового сплава, усиленного нитями карбида кремния. В то же время выбранный вариант многими специалиста- специалистами априорно признавался нереальным для данной транспорт- транспортной системы. В частности, проводились аналогии с самолетом SR-71, на охлаждение титановой обшивки которого после по- полета со скоростью М = 3 требуется около полутора часов. Тог- Тогда как продолжительность цикла наземных операций с аппа- аппаратом Х-30, совершающего более скоростные полеты, опреде- определялась всего получасом. (Приведенные доводы были высказаны одним из конструкторов фирмы «Lockheed», разработавшей самолет SR-71.) Другим вопросом-загадкой аппарата Х-30 считается гори- горизонтальный старт изделия. Подобная схема взлета, значительно упрощающая операции по предпусковой подготовке, характе- характеризуется повышенными нагрузками на многие элементы кон- конструкции, в первую очередь на шасси, и требует значительно- значительного их усиления. Для одноступенчатой МТКС, предназначен- предназначенной для выхода на околоземную орбиту, масса конструкции является важнейшим проектным параметром. Поэтому выбор горизонтального старта предполагает ради- радикальное снижение «сухой» массы изделия за счет применения новейших конструкционных материалов. Однако, как пока- показал неудачный опыт некоторых более поздних проектов, на- например разработки гиперзвукового аппарата Х-33, старт кото- которого, кстати, должен был производиться из вертикального по- положения, американские компании и в конце 1990-х годов оказались не в состоянии освоить соответствующие техноло- технологии (подробное описание этого проекта представлено ниже). Так чем же можно объяснить подобные противоречия: гру- грубыми просчетами в оценке технологических возможностей промышленных фирм или несоответствием объявленных за- задач проектировавшегося ВКС его реальному предназначению? Несмотря на закрытие программы NASP, административ- административно-организационные структуры проекта с налаженной коопе- кооперацией были сохранены, и подрядчики продолжили стендо- стендовую отработку новой элементной базы. В 1993 г. были опуб- опубликованы предварительные планы по проведению в 1997—2000 гг. летных испытаний наиболее важных техноло- технологий. Для этих целей предлагалось подготовить несколько экс-
А. ШУМИЛИН периментальных аппаратов серии Hyflte («Hypersonic Flight Test Experiment»). Две модели Hyflte-1 намечалось использовать для изуче- изучения аэродинамических условий гиперзвукового полета при скоростях М=12—15. Эти аппараты должны были иметь кли- клиновидную форму с охлаждаемой передней кромкой. Верхняя часть изделия, выполненная в виде поверхности изоэнтропи- ческого сжатия, оснащается многочисленными датчиками для регистрации параметров пограничного слоя, нижняя часть с несколькими уступами должна имитировать воздухозаборник двигательной установки. Три аппарата Hyf lte-2 предполагалось подготовить для на- натурных испытаний 30% -ной модели СПВРД, проектировавше- проектировавшегося по программе NASP; при запусках опытные образцы дви- двигателя должны работать на газообразном водороде. Так как эти эксперименты требовали менее сложной подготовительной работы, то их было решено проводить первыми. В качестве средства разгона аппаратов Hyf lte-2 и Hyflte-1, имевших практически одинаковую форму и примерно равные массовые характеристики, планировалось использовать пере- переоборудованные МБР «Минитмен:2». Поскольку в ходе запус- запусков отделение моделей от ракеты не предусматривалось, то функции управления и стабилизации изделий должны были осуществляться бортовыми системами второй ступени МБР. Аппараты Hyflte-3 предназначались для осуществления автономного гиперзвукового полета с СПВРД, работающим на жидком водороде. По внешнему виду эта модель должна быть схожа с самолетом Х-30, по длине сопоставима с истребите- истребителем F-16 A4,5 м). Летные испытания трех таких аппаратов позволили бы получить опытные данные по ключевым про- проблемам, возникшим при реализации программы NASP: аэро- аэродинамика гиперзвуковых аппаратов (в частности, определение точки перехода пограничного слоя), двигательная установка, теплозащитные покрытия, а также возможности управления и стабилизации изделия. Запуски моделей Hyflte-З, оснащенных тремя СПВРД, на- намечалось осуществлять ракетами «Титан-2» с базы Ванденберг. После достижения высоты 60 км и разгона на нисходящем участке траектории до скоростей М= 12—15 на высоте около 33 км аппарат должен отделиться от ракеты и начать самосто- самостоятельный полет. Продолжительность работы силовой установ-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ки определялась 30 с. Предполагалось, что за это время ско- скорость возрастет на 1,5 единицы (в числах Маха). После плани- планирующего спуска изделие приводнится в Тихом океане. Работы по созданию требуемых СПВРД продолжались груп- группой фирм, возглавляемой компанией «Pratt and Whitney». В 1994 г. было проведено свыше 20 стендовых запусков масш- масштабной C0% -ной) модели штатного двигателя. Опытный обра- образец с обозначением CDE (Concept Demonstration Engine) стал самым крупным СПВРД, изготовленным и испытанным в рам- рамках программы Х-30: его длина составляла 4,8 м, а масса — 2,25 т. Успешно выполненные запуски продолжительностью до 30 с подтвердили работоспособность созданного изделия. Основное внимание разработчиков уделялось условиям и параметрам работы СПВРД на скоростях М = 6,2 иМ* 6,8, оп- определяющих границы перехода от дозвукового горения к ста- стабильному сверхзвуковому режиму. Максимальные тепловые нагрузки, которым подвергся опытный образец, составили око- около 1700 °С. Испытания двигателя CDE проводились на технической базе Центра Лэнгли в высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ (High Temperature Tunnel) с рабочей частью диаметром 2,4 м и длиной 3,6 м. На этой установке горячий поток с за- заданными параметрами по температуре и давлению подается из камеры сгорания, работающей на метане и воздухе. Для имитации условий разреженной атмосферы в пламя в соответ- соответствующей пропорции вдувается чистый кислород. В рабочей части трубы НТТ двигатель CDE устанавливал- устанавливался на специальном балансировочном устройстве, предназначен- предназначенном для измерения тяги. Вся оборка СПВРД с этим устрой- устройством общей массой около 18 т монтировалась на подъемном механизме массой 4,5 т, обеспечивающим выдвижение испы- испытываемого изделия в установившийся поток пламени. Продол- Продолжительность выхода установки на штатный режим работы после включения составляет около 50 с, сами же эксперимен- эксперименты при расчетной скорости потока М=7 могут длиться 35— 40 с. Запуск СПВРД проводился путем впрыскивания в про- проточную часть изделия силана (silane — кремневодорода), са- самовоспламеняющегося при смешении с горючим. Сверхзвуковое горение устанавливалось в течение 2 с. Для подготовки комплекса НТТ к испытаниям двигателя CDE было израсходовано 2,7 млн долл. В основном эти сред-
А. ШУМИЛИН ства пошли на монтаж оборудования подачи кислорода и га- газообразного водорода, использовавшегося в качестве горючего СПВРД. Для проведения испытаний экспериментального образца двигателя в условиях реального полета на скоростях до М=15 в 1994 г. была учреждена программа HySTP (Hypersonic System Technology Programme). В течение последующих пяти лет на этот проект, который возглавили ВВС и NASA, предполага- предполагалось израсходовать около 500 млн долл. Трансформация программы NASP с постепенным сниже- снижением уровня разработок с воздушно-космического самолета Х-30 до отработки отдельных гиперзвуковых технологий окон- окончательно завершилась с закрытием проекта HySTP в 1995 г. Прекращение работ по элементной базе аппарата Х-30 от- отчасти связывают с приходом к власти У. Клинтона, президен- президента от демократической партии. В отличие от предшественни- предшественников-республиканцев Р. Рейгана A911—2004) и Дж. Буша-стар- Буша-старшего A924 г.р.), являвшихся инициаторами «Стратегической оборонной инициативы», новая Администрация была весьма критически настроена на реализацию крупномасштабных во- военных проектов с элементами космического базирования. Но важнейшей же причиной закрытия программы Х-30 была, конечно, ее высокая сложность. Кроме того, от- отмечалась и неудовлетворительная организация работ по про- проекту. В связи с чем было признано нецелесообразным в даль- дальнейшем выполнять подобные программы при совместном ру- руководстве военного и гражданского ведомств. Поэтому в соответствии с президентской директивой 1994 г. ВВС сосре- сосредоточили свои усилия на кратко- и среднесрочных проектах с небольшой степенью риска (в качестве примера может слу- служить программа HyTech, предусматривающая создание СПВРД на углеводородном горючем для боевых ракет); тогда как более перспективные и дорогостоящие разработки были переданы в ведение NASA. Участь последних разделили и материалы с результатами анализа концепции гиперзвукового стратегического бомбарди- бомбардировщика «Global Reach» («Глобальная досягаемость»), прово- проводившегося в начале 1990-х годов специалистами Лаборатории Райта. Данная ударная система со взлетной массой 226 т и длиной около 60 м рассчитывалась на полеты с крейсерской скоростью М=10, что позволяет преодолевать расстояния в
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 181 15 тыс. км за 1,5 ч (эти показатели полностью соответствуют характеристикам ВКС «HyperSoar»). Силовую установку само- самолета предлагалось комплектовать двигателями двух типов: турбопрямоточным, работающим на углеводородном горючем, и двухрежимном ПВРД, использующим водород. Первый дви- двигатель обеспечивает старт изделия и его разгон до скорости М = 4,5, потом должен использоваться ПВРД, в том числе и в режиме со сверхзвуковым горением. На основе полученных от ВВС материалов Центры Лэнгли и Драйдена приступили к реализации программы «Нурег-Х», предусматривавшей по первоначальным планам проведение в 2000—2002 гг. запусков трех гиперзвуковых аппаратов Х-43А. Стоимость создания и испытаний этих моделей, представляю- представляющих собой 6%-ную копию бомбардировщика «Global Reach», была оценена в 160 млн долл., но в реальности затраты на про- проект составили 230 млн долл. Основными подрядчиками по про- программе стали фирма «MicroCraft» (конструкция корпуса), Ла- Лаборатория GASL (двигательдая установка) и корпорация «Boeing Phantom Works» (системы управления и ориентации, теплозащитные покрытия, программное обеспечение). (В 2003 г. две первые организации — «MicroCraft» и GASL — были при- приобретены корпорацией «Alliant Techsystems».) 3,6 м Проекции аппарата Х-43А
А. ШУМИЛИН Экспериментальные аппараты Х-43А массой 1,3 т и дли- длиной 3,6 м спроектированы по схеме несущего корпуса с не- небольшим дельтавидным крылом размахом в 1,6 м.и двумя вер- вертикальными килями. Носовая часть моделей изготавливается из вольфрама (общей массой 408 кг), передние кромки крыла из углерод-углеродного материала, корпус изделия и несущие поверхности, выполненные из сплава Haynes, покрыты кера- керамической теплозащитой. Форма носовой и хвостовой части моделей определялась с тем расчетом, чтобы первая обеспечивала предварительное сжатие потока перед двигателем, а вторая выполняла функ- функции сопла {в соответствии с интегральной компоновкой). Расположенный под фюзеляжем СПВРД длиной 76,2 см и шириной 50,8 см использует в качестве горючего газообраз- газообразный водород. Компонент массой 1,36 кг, который обеспечива- обеспечивает работу двигателя в течение 7—10 с, хранится на борту в двух баках .емкостью по 0,015 м3 под давлением 600 кг/см2. Подача горючего в камеру сгорания, изготовленной из медно- медного сплава, осуществляется под давлением 84 кг/см2. Включение двигателя производится путем одновременного впрыска в камеру водорода и силана, образующими самовос- самовоспламеняющуюся смесь. Последний газ закачивается в рабо- рабочие емкости под давлением 313 атм. В штатном режиме зап- заправка моделей горючим и прочими компонентами, в частно- частности водой для охлаждения передних кромок воздухозаборника, должна осуществляться за 36 ч до испытаний. Другие технико-эксплуатационные характеристики СПВРД аппаратов Х-43 А засекречены. Об этапе наземной отработки двигателей сообщалось, что в целом было выполнено свыше 600 стендовых запусков, из которых около 75 испытаний про- проводилось в высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ Центра Лэнгли. Первые два аппарата Х-43А рассчитывались на полеты при скорости М=7, а последний на достижение скорости М=10. В ходе полета третьей модели температурные нагрузки возра- возрастут почти в полтора раза (с 1440 °С до 1980 °С), что потребо- потребовало усиления теплозащиты передних кромок вертикальных килей, носовой части и двигателя, а также монтажа системы охлаждения самого аппарата. В качестве средства разгона моделей Х-43А использовалась первая твердотопливная ступень РН «Пегас», сбрасываемая с
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США самолета В-52 (вкл. 31). Общая масса сборки ракеты, специ- специального переходника и аппарата составляет 18,7 т. Испыта- Испытания производились над акваторией Тихого океана. Запуск первого аппарата Х-43А, состоявшийся в июне 2001 г., окончился неудачей — ракета «Пегас» стала разру- разрушаться на первой минуте полета и была подорвана службой безопасности полигона. Расследование причин аварии длилось более полугода, од- однако по его завершении конкретные результаты работы ко- комиссии в печать не попали. Только летом 2003 г. был выпу- выпущен сокращенный более чем вдвое 27-страничный вариант от- отчета комиссии. Цензорами были запрещены к публикации многие технические характеристики ракеты «Пегас», а также критика её разработчика— корпорации «Orbital Sciences». Основной причиной разрушения ракеты «Пегас» стали высокие аэродинамические нагрузки. Ошибка в вычислениях была допущена вследствие использования некорректной мате- математической модели расчета нестандартной траектории раке- ракеты. Обычно отцепка трехступенчатой ракеты «Пегас» от само- самолета-носителя производится на высоте 11,7 км, затем за 8Qc работы первой ступени РН достигает высоты 80—84 км, где включается РДТТ второй ступени. Выведение же аппаратов Х-43А требует меньших энергозатрат — их отделение должно производиться при горизонтальном полете на высоте 28,5 км. На ранней стадии проекта для обеспечения необходимой траектории предлагалось сократить массу заряда разгонной ступени. Однако позднее в целях экономии средств на эту опе- операцию (около 2,3 млн долл.) было решено просто снизить вы- высоту сброса ракеты до 7,2 км. Выполненные расчеты показа- показали, что ожидаемые нагрузки в более плотных слоях атмосфе- атмосферы не превысят допустимых значений. В действительности же при прохождении трансзвукового участка полета аэродинами- аэродинамическое давление превысило теоретически полученную величи- величину вдвое. В соответствии с рекомендациями комиссии перед запус- запуском второго аппарата Х-43А корпорации «Orbital Sciences» потребовалось провести следующие доработки: установить до- дополнительные силовые приводы поворота к каждому из хвос- хвостовых стабилизаторов ракеты и механически удалить излиш- излишки топлива РДТТ. Кроме того, сброс ракеты с самолета реше- решено производить на высоте 12 км.
184 ДИЬ» А. ШУМИЛИН Второй полет аппарата Х-43А, состоявшийся 27 марта 2004 г., прошел в соответствии с расчетной схемой. Ракета вместе с моделью общей массой 17 т была отделена от само- самолета В-52 на штатной для РН «Пегас» высоте. Через пять се- секунд, необходимых для стабилизации сборки и ухода само- самолета на безопасное расстояние, включился РДТТ разгонной ступени. Участок максимальных аэродинамических нагрузок @,8 кг/см2) был пройден на высоте 14,1км при скорости М = 3,5. Начиная с высоты 19,5 км траектория ракеты стала более пологой и подъем продолжался с небольшим отрица- отрицательным углом атаки; на высоте 28,5 км начался горизон- горизонтальный полет. Через 84 с после запуска прекратил работу маршевый РДТТ, а спустя 11с при скорости М — 7 и аэроди- аэродинамическом давлении 0,5 кг/см2 от ракеты отделился аппа- аппарат Х-43А. Его отделение после срабатывания четырех крепежных пироболтов обеспечили два толкателя с рабочим ходом 24 см (аналогичные устройства используются в бомбодержателях самолета В-1); они сообщили изделию относительную скорость 4 м/с. Телекамеры, смонтированные на переходнике ракеты, фиксировали весь ход операции продолжительностью пример- примерно 0,5 с. После непродолжительного периода стабилизации аппара- аппарата была откинута заслонка СПВРД, которая стала продолже- продолжением нижней губы воздухозаборника. Холостая продувка трак- тракта длилась 5 с, после чего в камеру сгорания был подан си- лан, обеспечивший запуск двигателя. Через Зев камеру постепенно начал подаваться водород с соответствующим сни- снижением расхода силана. На штатном горючем установка рабо- работала 8 с, в течение которых было зарегистрировано прираще- приращение скорости изделия, то есть тяга силовой установки превы- превысила аэродинамическое сопротивление. Таким образом, модель установила рекорд скорости для беспилотных аппаратов с ВРД. После прекращения работы двигателя створка воздухоза- воздухозаборника была закрыта, и модель начала снижение. Находясь в свободном полете на скорости М « 6—5, аппарат выполнил ряд запланированных маневров, при этом нагрузка на несу- несущую поверхность не превысила 292 кг/м2. Спасения ни одного из аппаратов Х-43Ане предусматри- предусматривалось из-за высокой стоимости работ. Поэтому все данные об
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США экспериментах были получены по каналам радиосвязи. Спа- Спаренная система телеметрической информации, работавшая в S-диапазоне, обеспечила передачу свыше 500 показателей. Приятной неожиданностью для специалистов стало то, что после завершения работы не имевший системы охлаждения двигатель сохранил свою конструктивную целостность и теле- телеметрические данные о его состоянии продолжали поступать на землю вплоть до падения изделия в океан на удалении 810 км от места старта. Общая продолжительность полета со- составила 11 мин. Сразу же после успешного испытания модели NASA выде- выделило 20 млн долл. на подготовку к завершающему этапу про- программы. Запуск последнего третьего аппарата Х-43Абыл произве- произведен 16 ноября 2004 г. Сброс ракеты с моделью общей массой 19,5т был осуществлен на высоте 12,2 км (для достижения максимальной скорости разгонная ступень снаряжалась штат- штатным топливным зарядом). Через 32 с после запуска РДТТ ра- ракета достигла высоты 16,5 км, развив скорость М=3, спустя еще 11с при скорости М = 4 на высоте 19,2 км была включена система охлаждения аппарата. Разгонный блок «Пегас» прекратил свою работу в момент Т+90 с при скорости М = 9,65 на высоте 33 км; через 7 с было произведено отделение аппарата Х-43А. При свободном обте- обтекании скорость набегающего потока составляла 2133 м/с, но в двигательном тракте перед камерой сгорания она снижалась до 915 м/с. В таком режиме на 10 с был включен СПВРД. За время работы установки аппарат, установив очередной рекорд ско- скорости 10 500 км/ч (или 2,92 км/с), преодолел расстояние в 32 км. После отключения двигателя модель совершила пла- планирующий спуск с выполнением маневров на скоростях М — 6—2 и упала в океан в 1570 км от места сброса. Несмотря на неудачу с первым аппаратом, проект Х-43А из- изначально рассматривался в качестве основы для дальнейшего освоения перспективных гиперзвуковых технологий. В соот- соответствии с выдвинутой в начале 2001 г. концепцией «Нацио- «Национальная аэрокосмическая инициатива» («National Aerospace Initiative» — NAI) на базе моделей Х-43А предлагается создать три новых экспериментальных аппарата.
А. ШУМИЛИН Один из них — аппарат Х-43С массой 2,26 т и длиной 5 м проектируется как несколько увеличенная копия исходного изделия. Силовую установку модели планируется комплек- комплектовать тремя СПВРД, работающими на углеводородном го- горючем (вкл. 32). Эти двигатели, разрабатываемые фирмой «Pratt and Whitney» в рамках военной программы Ну Tech, обеспечат вдйое большую тягу, чем водородный СПВРД аппарата Х-43А. Бортовой запас топлива B72 кг>, кото- который рассчитывается на активный полет продолжительностью 4—5 мин, должен размещаться в баках, проложенных по бо- бокам расширенного корпуса. На днище будет производиться монтаж маршевых двигателей общей шириной 68,6 см. От- Отличительной особенностью этих СПВРД, которые будут ох- охлаждаться горючим, станет изменяемая геометрия воздухо- воздухозаборников, что является важным условием их применения на маневренных аппаратах и разгонных ступенях перспек- перспективных МТКС. Учитывая сложность проекта, NASA подготовило програм- программу аэродинамических испытаний уменьшенной в масштабе 2/3 модели силовой установки аппарата Х-43С. Изделие, на- названное MFPD («Multimodule Flowpath Propulsion Demonstrator» — «Демонстратор установки с несколькими воздушными каналами»), выполнено большей частью из меди и не имеет системы охлаждения. Среди основных задач испытаний; которые будут прово- проводиться в аэродинамической трубе НТТ, называются оцейка работоспособности воздухозаборников при различных углах атаки и бокового скольжения на скоростях M=5—7, изучение взаимодействия силовой установки и корпуса аппарата, хвос- хвостовой части и пламени двигателей, а также прочих вопросов. На эти эксперименты отводится более года. Затем должны последовать квалификационные испытания штатной силовой установки с элементами конструкции аппа- аппарата Х-43С. При их успешном завершении в 2007 г. может состояться демонстрационный полет первого изделия. Контракт на изготовление трех аппаратов Х-43С NASA под- подписало осенью 2003 г. с компанией «Allied Aerospace Industries». Общая стоимость работ по сборке моделей и под- подготовки их к полетам была оценена в 150 млн долл. Испытания аппарата Х-43С, как и базовой модели, будут осуществляться с использованием ракеты «Пегас». После от-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^ЯС 18 7 деления от разгонной ступени на высоте 24,4 км двигательная установка изделия должна обеспечить увеличение скорости с М=5 до М=7. Следующим этапом работ по освоению техники гиперзву- гиперзвуковых полетов должна стать программа Х-43В с ориентиро- ориентировочным уровнем затрат в 600 млн долл. Данный проект, нахо- находящийся на стадии предварительных изысканий, предусмат- предусматривает создание многоразового летательного аппарата, рассчитанного на выполнение 25 полетов со скоростью до М=7. В зависимости от типа силовой установки и подлежащей еще уточнению аэродинамической схемы длина новой модели оце- оценивается в 10—15 м, а поперечный размер —: в 4,2 м. На модели Х-43В предлагается использовать двигатели двух типов: турбопрямоточный, который обеспечит разгон из- изделия до скорости М=4—4,2, и углеводородный СПВРД типа HyTech. Турбопрямоточные двигатели проектируются NASA в рамках программы RTA. В зависимости от хода ее реализа- реализации аппарат может быть оснащен либо одним двигателей GE-57 тягой 18,1т, либо четырьмя его масштабными моде- моделями тягой по 4 т. (На начальной стадии проекта Х-43В изучалась возмож- возможность использования на модели ракетно-прямоточного двига- двигателя ISTAR, способного работать на всех режимах полета. Од- Однако позднее по финансовым соображениям этот вариант был отклонен. Подробнее об обоих типах конкурировавших уста- установок см. Главу 5.) За счет применения комбинированной силовой установки при испытаниях модели Х-43В не будет использоваться ракет- ракетный разгонный блок — после отделения от самолета-носителя изделие само должно выйти на расчетный режим полета со скоростью М=7. Поскольку проект Х-43В еще не обеспечен финансами, то начало демонстрационных полетов модели ори- ориентировочно определяется 2011 г. Для изучения условий дозвукового полета и посадки вы- вышеназванных аппаратов по заказу Центра Лэнгли были раз- разработаны две опытные модели X-43A-LS и X-43B-LS (LS озна- означает Low Speed — «низкоскоростные»). Эти беспилотные лета- летательные аппараты рассчитаны на самостоятельный взлет, автономный, полет в течение 5 мин со скоростью до 540 км/ч и посадку при скорости 144 км/ч и с углом атаки 12—15°.
188 А. ШУМИЛИН Аппарат Х-43В Модель X-43A-LS, изготовленная компанией «Accurate Automation», представляет собой практически точную копию аппарата Х-43А: ее длина составляет 3,6 м, а размах крыла 2,2 м. Увеличение по сравнению с прототипом площади несу- несущей поверхности было вызвано желанием снизить риск при первых испытаниях. Но впоследствии разработчики планиру-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ют выполнить полеты с крылом номинального размера. В ка- качестве силовой установки аппарата, имеющего массу 96 кг, используется турбореактивный двигатель АМТ-1500 тягой 63,4 кг, поставленный фирмой «Advanced Micro Turbines». В октябре 2001 г. аппарат X-43A-LS успешно прошел вы- высокоскоростные рулежные испытания, в ходе которых был со- совершен самостоятельный полет продолжительностью 16 с; при этом скорость бокового ветра достигала 21,6 км/ч. Демонстрационные полеты аппарата начались в конце 2003 г. на базе ВВС Эглин (шт. Флорида). Основной задачей первого этапа испытаний стала оценка летных характеристик модели на скоростях 187—367 км/ч. Управление аппаратом осуществлялось с наземного командного пункта, при этом не- некоторые функции выполнялись бортовыми системами, среди которых следует отметить самообучающуюся БЦВМ на ней- нейронных сетях. Программой летной отработки модели также предусмат- предусматриваются полеты с более высокими скоростями над океаном вне прямой видимости с командного пункта. В этом случае система управления изделия будет работать в автономном ре- режиме, но при некотором контроле оператора с самолета со- сопровождения. Среди особенностей выполненных аппаратом X-43A-LS по- полетов в печати называются следующие: скорость отрыва носо- носовой опоры шасси при взлете 140 км/ч; максимальная скорость, развитая при первом полете с выпущенным шасси, составила 300 км/ч при 62%-ном уровне тяги двигателя; угол крена до- достигал 70—75° (при этом наблюдалась недостаточная эффек- эффективность управления моментом инерции); посадка осуществ- осуществлялась при скоростях 120—170 км/ч (приземление с меньши- меньшими скоростями и с большим углом атаки сопровождалось плохой управляемостью в плоскости крена и возникновением явления «голландского шага»). К испытаниям аппарата X-43B-LS HySID («Hypersonic Systems Integrated Demonstrator» — «Комплексный демонстратор гипер- гиперзвукового аппарата»), изготовленного компанией «Boeing Phantom Works», намечалось приступить в 2004—2005 гг. Модель дли- длиной 4,5 м и с размахом крыла 2,7 м спроектирована по схеме «утка». Взлет изделия массой 136 кг должны обеспечить три га- газотурбинных двигателя SWB-100 со статической тягой по 48,5 кг (ВРД закуплены у фирмы «SWB Turbines»).
190 ЯВЪ> А. ШУМИЛИН На более отдаленную перспективу ориентирован проект X-43D, в рамках которого изучаются возможности создания эк- экспериментального аппарата с водородным СПВРД, рассчитан- рассчитанным на крейсерскую скорость полета до М=15. В отличие от исходной модели Х-43Аэто изделие должно комплектоваться двигателем с системой охлаждения криогенным горючим; про- продолжительность активного участка полета составит около 10 с. Успешная реализация проекта X-43D позволит практиче- практически в полном объеме решить исходные задачи программы «Hyper-Х», заключавшиеся,, наполним, в подготовке опытно- опытного прототипа стратегического-бомбардировщика «Global Reach». Сопоставляя вышеизложенные планы с этапами летной отработки элементов воздушно-космического самолета Х-30, можно провести определенные параллели, а общие истоки про- проектов Х-30 и Х-43 дают основания с некоторой долей вероят- вероятности считать, что основной задачей программы NASP явля- являлось создание гиперзвукового ударного аппарата. Работы по одноступенчатой МТКС самолетного типа если и велись в рам- рамках данного проекта, то, по-видимому, на уровне концепту- концептуальных исследований и оценок возможностей использования перспективных технологий. Первоначально объявленные сроки о начале эксплуатации подобных ВКС в 2000—2002 гг. «опередили» современные оцен- оценки развития авиационно-космической техники примерно на четверть века. В настоящее время одноступенчатые средства выведения грузов в космос рассматриваются специалистами лишь в качестве возможных кандидатов для многоразовых транспортных систем третьего (после МТКС «Спейс Шаттл») поколения, которые могут быть созданы лишь после 2025 г. Президентская инициатива 2004 г., определившая для NASA в качестве новых приоритетов пилотируемые полеты в дальний космос, потребовала от агентства существенно сокра- сократить объемы финансирования своих технологических про- программ, напрямую не связанных с поставленными задачами. После проведения экспертной оценки работы по некоторым проектам были «заморожены», часть из них, в первую оче- очередь связанных с гиперзвуковыми технологиями, были пере- переданы военным организациям, которые постоянно участвовали в руководстве многих программ, так называемого двойного назначения.-
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США АППАРАТ «DELTA CLIPPER» Проблемы, возникшие при реализации проекта NASP, уже к началу 1990-х годов^выявили невозможность создания в бли- ближайшее время одноступенчатой МТКС самолетного типа. Но продолжавшиеся работы по программе СОИ по-прежнему пред- предусматривали наличие оперативного и дешевого средства выве- выведения многочисленных спутников систем наблюдения и пере- перехвата баллистических ракет. В 1990 г., приступив к выполнению проекта SSRT («Single Stage Rocket Technology» — «Технологии для одноступенча- одноступенчатой МТКС»), Управление по программе СОИ (УСОИ) заключи- заключило с четырьмя промышленными компаниями контракты на подготовку предложений по новой транспортной системе. В хо- ходе проводившихся исследований подрядчиками было рассмот- рассмотрено несколько схем будущей МТКС. Среди традиционных ВКС один вариант отличался новизной: компания «McDonnell Douglas» предлагала аппарат ракетного типа с вертикальным стартом и вертикальной посадкой. Транспортная система «Delta Clipper» грузоподъемностью 10 т на низкой орбите представляла собой четырехгранный конус высотой 38,7 м. Старт изделия массой 458 т обеспечива- обеспечивают восемь кислородно-водородных ЖРД, четыре из которых оснащаются сопловыми насадками для повышения эффектив- эффективности в условиях разреженной атмосферы. После выполнения орбитальных операций аппарат осуществляет вход атмосферу «носом вперед». Для обеспечения необходимой маневреннос- маневренности с боковым отклонением до 3000 км на аппарате использу- используются четыре щитка, смонтированные в кормовой части. На заключительном этапе спуска изделие совершает разворот для вертикальной посадки «кормой вперед». Мягкое приземление должны обеспечить маршевые ЖРД, работающие в глубоко дросселированном режиме A5—20% от номинала). Послеполетное обслуживание и предстартовая подготовка аппарата «Delta Clipper» будут выполняться в вертикальном по- положении. Отсек полезного груза с габаритами 4,57 х 4,57 х 6,7 м проектируется как съемный элемент конструкции, позволяющий проводить работы с выводимыми объектами параллельно с са- самой МТКС. Для доставки в космос астронавтов должен исполь- использоваться отдельный обитаемый модуль.
192 ДЬ» А. ШУМИЛИН При численности технического персонала в 100 человек продолжительность подготовки аппарата «Delta Clipper» к но- новому полету не превысит 3 дней. Столь существенного сниже- снижения объемов работ предполагалось добиться за счет широкого использования на изделии систем диагностики и автоматиче- автоматического контроля за состоянием бортового оборудования. Поскольку стоимость наземного обслуживания обычно со- составляет около 45% от всех расходов на осуществление запус- запуска ТКС, то общие затраты на текущую эксплуатацию аппарата «Delta Clipper» будут незначительными. В зависимости от ин- интенсивности полетов удельная стоимость выведения грузов этой системой тогда определялась в пределах 250—2500 долл./кг. Поэтому ключевым элементом проекта должно было стать ос- освоение новых экономичных методов обслуживания транспорт- транспортных систем, которые позволили бы по затратам приблизиться к показателям, принятым в авиации. Несмотря на необычность схемы эксплуатации, аппарат «Delta Clipper» отличался от других вариантов рядом важных преимуществ. В частности, простотой аэродинамической фор- формы, хорошо изученной при создании головных частей МБР. При этом конусообразный вид характеризуется пониженными тепловыми нагрузками при спуске с орбиты: максимальная температура на носке не должна превышать 1430 °С, что при- примерно на 200° ниже уровня нагрева носка и передних кромок орбитального корабля МТКС «Спейс Шаттл». Также в отличие от ВКС аппарат с вертикальной посадкой не требует наличия протяженных и хорошо оборудованных полос, а при вертикальном спуске с работающими двигателя- двигателями изделие более устойчиво к воздействию ветра или дождя. Таким образом, подобные свойства существенно повышают шансы на спасение системы, причем практически на всех эта- этапах полета. Оценив предложения компаний, летом 1991 г. УСОИ за- заключило с компанией «McDonnell Douglas» двухлетний кон- контракт стоимостью 59 млн долл. на разработку и проведение летных испытаний масштабной модели будущей транспортной системы. Новому аппарату, представлявшему собой уменьшен- уменьшенный примерно втрое прототип МТКС, было дано название «Delta Clipper-Experimental» (DC-X). При этом в ходе реализации программы «Delta Clipper» предусматривался промежуточный этап. В случае успешного
АВИАЦИОННО КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США проведения демонстрационных полетов модели DC-X, имевшей также обозначение SX-1 (Spaceplane Experimental — «Экспе- «Экспериментальный ракетоплан»), на ее базе будет создаваться бо- более крупный аппарат SX-2, предназначенный для выполнения суборбитальных гиперзвуковых полетов. К задачам последне- последнего изделия, на изготовление которого отводилось три года, были отнесены не только отработка новых технологий, но и реше- решение ряда практических задач, стоящих перед УСОИ. Лишь после этого планировалось приступить к непосредственному производству штатной МТКС «Delta Clipper». Экспериментальный аппарат DC-X имел следующие харак- характеристики: высота— 11,9 м, диаметр в основании— 3,7 м, стартовая масса — 18,9 т, масса топлива — 8,8 т. Низкое кон- конструктивное совершенство модели объяснялось широким ис- использованием традиционных алюминиевых сплавов (силовая конструкция, топливные баки и прочее), из композиционных материалов была выполнена лишь внешняя обшивка изделия. В последующем при создании аппаратов SX-2 и «Delta Clipper» намечалось значительно увеличить удельный вес композитов в изделии, тем самым снизив относительную массу конструк- конструкции до требуемого для выхода на орбиту значения — 10%.' Сейчас же перед разработчиками аппарата DC-X ставилась задача максимального сокращения затрат на наземное обслу- обслуживание. Для выполнения данного требования при проекти- проектировании особое внимание уделялось обеспечению следующих характеристик изделия: — доступность и ремонтопригодность бортового оборудова- оборудования (в этих целях большая часть узлов и агрегатов, представ- представлявших собой легко демонтируемые элементы, располагалась у обшивки изделия, в которой имелось значительное количе- количество люков для непосредственного доступа к ним); — взаимозаменяемость (широкое применение типовых эле- элементов в различных системах позволило сократить количество комплектующих аппарат деталей, запасных узлов, а также число поставщиков); — использование эффективной системы диагностики состо- состояния бортового оборудования, которая автоматически выяв- выявляла и отключала отказавший элемент; — простота конструкции, не требующая особой подготов- подготовки персонала (группу обслуживания аппарата численностью 30 человек планировалось комплектовать 3—5 экспертами выс- 7- 1179 Шумилин
А. ШУМИЛИН шего класса и 10 высокопрофессиональными специалистами, остальные же должны были быть подготовленными техника- техниками. К управлению изделием в полете привлекались только три оператора). Спроектированный с учетом подобных требований аппарат DC-X приобрел следующую компоновку. Переднюю часть мо- модели с откидным носком занимал контейнер'с парашютом си- системы аварийного спасения. Под ним располагался приборный отсек с двумя технологическими люками. Блоки электронно- электронного оборудования монтировались на баке жидкого кислорода вместительностью 7,3 т. Центральную часть изделия занимал бак жидкого водорода, рассчитанный на заправку компонента массой 1,5 т. В межбаковом отсеке с тремя створками разме- размещались элементы управления пневмогидравлической системы. Бак горючего крепился на силовой раме хвостового отсе- отсека. Большая часть арматуры заправки компонентами топлива и пневмогидравлической системы устанавливалась на днище аппарата, где таю-ke предусматривались съемные панели. По- Помимо маршевых ЖРД в хвостовом отсеке располагались ци- цилиндры выдвижных посадочных опор (их разработкой зани- занималась немецкая фирма «Deutsche Aerospace»). Силовая установка аппарата DC-X комплектовалась четырь- четырьмя криогенными двигателями RL-10A-5, созданными фирмой «Pratt and Whitney» на базе ЖРД блока «Центавр». На раз- разработку новой модификации и поставку пяти образцов (один являлся запасным) фирме было выделено 12 млн долл. Двигатели RL-10A-5, предназначенные для работы в ат- атмосфере, качественно отличались от базового изделия. Эти ЖРД массой 143 кг и высотой 1,07 м оснащались коническим соплом с углом полураструба 10° и степенью расширения 4,28:1. Необходимость глубокого дросселирования тяги до 30% от номинала F,7 т) потребовали значительных дорабо- доработок камеры сгорания и всей системы подачи компонентов топ- топлива. В результате при установленных предельных значений тяги B—6,7 т) давление в камере сгорания составляло 9,66 атм и 32,3 атм, а удельный импульс 380,5 с и 373 с со- соответственно. Для управления аппаратом в полете маршевые ЖРД за- закреплялись в карданных подвесах с углом отклонения ± 8°. Также в этих же целях применялись четыре двигателя тягой по 181 кг, работавшие на газообразных кислороде и водороде.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США 195 Кроме того, использовались и аэродинамические щитки с уг- углом выдвижения 30°, распола- располагавшиеся на боковых гранях корпуса. Установленный с на- наветренной стороны щиток был двухсекционным, что позволя- позволяло создавать аэродинамичес- аэродинамический момент для бокового ма- маневра. Комплектация система управления разнотипными ис- исполнительными элементами потребовала достаточно слож- сложного математического обеспе- обеспечения. Тем не менее за счет использования уже имевших- имевшихся на рынке программ компа- компании «McDonnell Douglas» и привлеченным ею коммерче- коммерческим фирмам удалось суще- существенно снизить стоимость его создания. В отдельных случа- случаях применялись автоматизи- автоматизированные системы программи- программирования, обрабатывавшие дан- данные моделирования условий полета изделия. Самостоятельная разработ- разработка отдельных программных средств стала своеобразным исключением из правила, при- принятого при создании аппарата DC-X, — минимум новых эле- элементов. В целом компания «McDonnell Douglas» стремилась ши- широко использовать в конструкции изделия уже готовые и ис- испытанные компоненты. Так, например, инерциальные измерительные блоки с лазерными гироскопами были заим- заимствованы с истребителя F-15, акселерометры с самолета F-18, а для многочисленных люков обслуживания использовались стальные петли с пианино, закупленные в ближайшем мага- магазине «Сделай сам». Аппарат DC-X
196 Д»» А. ШУМИЛИН Подобная практика стала возможной благодаря свободе, предоставленной компании «McDonnell Douglas» заказчиком. В рамках проекта «Delta Clipper» УСОИ применило новые орга- организационные методы управления разработкой и закупками во- военной технике. Поэтому в работе головного отдела по програм- программе участвовало только два офицера, остальные 15 сотрудни- сотрудников были представителями компании «McDonnell Douglas» и субподрядчиков. Примененная практика оправдала себя в полной мере — аппарат DC-X был разработан и передан заказчику через 18 ме- месяцев после подписания контракта. Однако к тому времени (весна 1993 г.) произошли серьез- серьезные изменения в концепции обеспечения национальной без- безопасности. В связи с разрядкой международной напряженнос- напряженности и уменьшением вероятности глобального вооруженного кон- конфликта программа СОИ была закрыта, а ее административные структуры преобразованы в Управление противоракетной обо- обороны BMDO (Ballistic Missile Defense Organization) с задачами создания средств защиты от ограниченного нападения баллис- баллистическими ракетами средней и меньшей дальности. При этом акцент был перенесен на системы ПРО наземного базирования. Поэтому в области транспортных систем приоритеты Управления BMDO сместились от МТКС «Delta Clipper» к трансатмосферному аппарату SX-2. При вдвое больших, чем у модели DC-X, размерах изделие грузоподъемностью 900 кг рас- рассчитывалось на крейсерский полет со скоростью М=5 и дости- достижение высоты 180 км. Тем не менее под угрозой резкого сокращения ассигнова- ассигнований и даже полного закрытия проекта аппарат DC-X готовил- готовился к демонстрационным полетам на армейском полигоне Уайт- Сэндз (шт. Нью-Мексико). Исходными задачами первого этапа испытаний стали об- общая оценка работоспособности бортовых систем и управляе- управляемости изделия в полете на высотах до 180 м, получение дан- данных о донных эффектах при посадке и т.п. Второй этап пре* дусматривал постепенное увеличение скорости и высоты для оценки аэродинамических характеристик, имитацию аварий- аварийной посадки, в том числе при наличии ветра. На заключи- заключительном этапе намечалось провести активные маневры с ис- использованием как аэродинамических, так реактивных элемен- элементов системы управления, совершить снижение в положении «носом вперед» с обратном разворотом для посадки.
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США ^Шь 19 7 Первый полет аппарата DC-X продолжительностью 60 с состоялся 18 августа 1993 г. Изделие поднялось на высоту 45 м, совершило перемещение в горизонтальной плоскости на дальность 105 м и плавно опустилось на подготовленную бе- бетонную площадку размерами 30 х 30 м. Вертикальная ско- скорость при касании земли составила 0,3 м/с вместо ожидав- ожидавшихся 1,2 м/с, что было объяснено эффектом ¦ воздушной подушки», образовавшейся при отражении пламени от по- поверхности. Среди недостатков, проявившихся в полете, было отмече- отмечено небольшое возгорание в носовой части, произошедшее из- за утечки водорода, возможно, еще на этапе заправки, а так- также нерасчетные колебания топлива в баках. В целом резуль- результаты запуска были оценены как положительные. Через три недели A1 сентября) было произведено второе испытание аппарата DC-X. Как и при первом полете, изделие полностью не заправлялось, и его стартовая масса составила 14,9 т. До отрыва от пускового устройства маршевые ЖРД проработали для контроля параметров в течение 3,5 с при уров- уровне тяги 30% от номинала, взлет произошел после выхода си- силовой установки на режим 85%, таким образом тяговооружен- ность изделия составила 1,4. При подъеме аппарат развил скорость 16,7 м/с, на высоте 90 м он завис, переведя тягу двигателей на уровень 60%. За счет качания ЖРД изделие было отклонено от вертикали на 5е для горизонтального полета, со скоростью 4,5 м/с. Уда- Удалившись от места старта на 105 м и приняв вертикальное по- положение, аппарат начал снижение. На высоте 60 м были вы- выпущены посадочные опоры, на высоте 30 м скорость спуска составила 10,6 м/с, при касании земли 1,1м/с. Полет, при- признанный полностью успешным, продолжался 66 с, группа об- обслуживания приступила к работе с изделием через 5 мин пос- после посадки. Третий полет, состоявшийся 30 сентября, выполнялся по той же схеме, что и предыдущие: вертикальный подъем, пе- перемещение в горизонтальной плоскости и спуск. Отличитель- Отличительными особенностями испытания, длившегося 72 с, были уве- увеличенная высота полета 360 м и разворот по крену на 180° пРи подъеме со скоростью 36,6 м/с. К активному маневрированию планировалось приступить при четвертом запуске, намеченном на октябрь 1993 г. Но за
А. ШУМИЛИН день до старта поступил приказ о прекращении работ из-за отсутствия средств в бюджете программы. Приказы, как известно, не обсуждаются, но значимость, которую придавали проекту DC-X законодатели, оказалась настолько высока, что осенью 1993 г. без запроса со стороны правительства они выделили на завершение летных испыта- испытаний модели и на дальнейшее развитие проекта 40 млн долл. Однако Министерство обороны категорически отказалось фи- финансировать эти работы, ссылаясь на неопределенности с пер- перспективами развития ТКС (в то время ВВС приступили к ис- исследованиям, приведшим в итоге к утверждению программы создания ракет-носителей EELV). В поддержку проекта DC-X выступило и NASA, готовив- готовившееся к работам по одноступенчатой МТКС. На сохранение рабочей группы и поддержание изделия в эксплуатационном состоянии агентство выделило около 1 млн долл. Лишь в начале 1994 г. военное ведомство разрешило из- израсходовать на завершающие пять полетов аппарата DC-X 5 млн долл. Причем финансирование работ уже осуществля- осуществлялось из бюджета Управления ARPA (так непродолжительное время называлось Управление DARPA). Кроме того, к реали- реализации проекта были привлечены некоторые исследовательские организации ВВС и NASA. В результате 20 июня 1994 г. после восьмимесячного пере- перерыва аппарат DC-X в четвертый раз устремился в небо. Впер- Впервые модель стартовала с полностью заправленными баками, поэтому продолжительность полета с усложненными задача- задачами составила 136 с. После вертикального подъема с разворотом по крену в 180° на высоту 450 м аппарат по крутой траектории достиг высо- высоты 793 м в 320 м от места взлета. На этом участке изделие, управлявшееся только маршевыми ЖРД, развило скорость 119 км/ч при угле атаки 70°. Затем, продолжая набор высо- высоты, аппарат лег на обратный курс. Над посадочной площад- площадкой аппарат завис на высоте 870 м. При спуске, который про- продолжался 1 мин, максимальная скорость снижения состави- составила 22 м/с, Успех четвертого полета был затенен аварией при пятом испытании, состоявшемся через неделю (непродолжительный период предстартовой подготовки уже следовало бы рассмат- рассматривать хорошим показателем, если бы...).
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США Сразу же после включения маршевых ЖРД еще до отрыва аппарата от пускового устройства под его днищем произошел взрыв накопившегося в наземных магистралях водорода. По- Поскольку бортовые системы работали нормально, то никаких данных о возникновении нештатной ситуации на операторские пульты не поступило. Поэтому изделие в автоматическом ре- режиме совершило взлет. Лишь на 7 с полета, когда начала раз- разрушаться обшивка поврежденного хвостового отсека, наблю- наблюдатели зафиксировали возникшие аномалии, а спустя 10 с была подана команда на аварийное приземление. Несмотря на разрушения, система управления и исполни- исполнительные элементы аппарата, находившегося в тот момент на высоте 300 м, сработали без сбоев. Одновременно с выпуском посадочных опор была снижена скорость полета, хотя изде- изделие продолжало подъем. Достигнув высоты 780 м, аппарат начал снижение со скоростью 30 м/с-вслед за падающими кус- кусками фюзеляжа. Впервые посадка изделия была произведена не на подго- подготовленную бетонную площадку, а на природную поверхность полигона, представляющую собой гипсовые отложения. Каса- Касание произошло через 78 с после старта при скорости 1,1 м/с с небольшим боковым скольжением; отклонение оси модели от вертикали не превысило 1°. Послеполетный осмотр аппарата DC-X показал обширное размерами 1,2 х 4,5 м разрушение нижней и центральной час- части корпуса, толщина которого составляет около 2,5 см. Кроме того, была обнаружена небольшая трещина в сварном шве бака водорода. Подобный ущерб был признан восстановимым при незначительных затратах. Для изготовления нового фюзеля- фюзеляжа его разработчику — фирме «Scaled Composites» было пере- передано 700 тыс. долл. (первый корпус обошелся в 1,2 млн долл.). Несмотря на аварию, участники проекта были далеки от огорчений — при столь значительных повреждениях изделие продемонстрировало высокую живучесть и доказало свои пра- права на дальнейшие полеты. Восстановленный аппарат DC-X совершил свой шестой старт 16 мая 1995 г. Сразу же после взлета стала отрабатываться программа разворота по тангажу. При этом для управления моделью впервые были использованы дифференциальное дрос- дросселирование тяги маршевых ЖРД и один из аэродинамиче- аэродинамических щитков, выдвинутый на 15 с полета (Т+15 с). Перед дос-
А. ШУМИЛИН тижением вершины траектории 1,3 км в момент Т+45с щи- щиток был убран, и аппарат начал горизонтальный полет в об- обратном направлении со скоростью 165 м/с. Оказавшись над посадочной площадкой, изделие в момент Т+79 с стало сни- снижаться с скоростью 23 м/с; за 10 с до приземления были вы- выдвинуты опоры, посадка произошла в 3 м от центра бетонки. Продолжительность полета составила 124 с. 12 июня 1995 г. седьмое испытание продолжалось 132 с. Этот запуск был отмечен значительными изменениями угла атаки (в пределах 0—70е) при горизонтальном полете на высо- высоте 1,9 км. Кроме того, впервые для управления изделием были задействованы все исполнительные элементы системы наведе- наведения: маршевые ЖРД, аэродинамические поверхности и реак- реактивные двигатели, работавшие на газообразных компонентах топлива. Завершающий и самый сложный восьмой полет продол- продолжительностью 124 с состоялся 7 июля 1995 г. при значитель- значительном количестве приглашенных высокопоставленных чинов- чиновников различных организаций и конгрессменов. Основной задачей испытания была демонстрация возможности разво- разворота изделия при возвращении с орбиты для вертикальной посадки. После непродолжительного вертикального подъема и раз- разворота по тангажу на 25° аппарат вышел в зону проведения маневра на высоте 2,4 км и в удалении 640 м от места стар- старта. Совершив в плоскости тангажа разворот до угла -5°, из- изделие было сориентировано носовой частью в обратном на- направлении, при этом инерциальная скорость движения со- составила 19,8 м/с. Основной маневр занял 15 с. Аппарат выполнил обратный разворот по тангажу до угла 130° над горизонтом, а потом для подготовки к посадке опять уменьшил свой наклон до 110°. При этом максимальная угловая скорость составила 25°/с, а угол атаки изменялся от -60° до +180°. Разворот осуществ- осуществлялся за счет одновременного качания маршевых ЖРД, обес- обеспечившего до 40% требуемого момента, и дифференциального дросселирования их тяги F0%). Приблизившись к стартовой площадке, аппарат начал сни- снижение со скоростью 22,5 м/с. На этапе спуска отказал высото- высотомер, и приземление произошло при скорости 4,2 м/с с пере- перегрузкой 5,3 g (максимально допустимая величина 7 g).
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «иДС» 2 01 Сразу же после посадки группа обслуживания приступила к работам с аппаратом, планируя провести дополнительный демонстрационный полет с минимальным интервалом. Одна- Однако жесткое приземление привело к разрушению амортизатора одной опоры и небольшому разрыву обшивки. Поэтому повтор- повторный старт был отменен. Небольшое изменение в планах не омрачило торжествен- торжественной церемонии по поводу завершения программы испытаний, а также передачи аппарата DC-X в ведение NASA. Еще весной 1994 г. до возобновления испытаний изделия агентство, согласовав вопрос с Министерством обороны, за- заключило с компанией «McDonnell Douglas» соглашение о мо- модернизации модели для отработки новых технологий. Общий объем работ был оценен в 25 млн долл., причем треть из этой суммы обязалась оплатить сама компания «McDonnell Douglas», предлагавшая NASA свой аппарат в качестве прото- прототипа масштабной модели перспективной транспортной систе- системы RLV. Основными отличиями модернизированного изделия, на- названного DC-XA Clipper Graham, стали: — графито-эпоксидный бак жидкого водорода массой 972 кг (предшествующий алюминиевый образец весил 1,47 т); — алюминий-литиевый бак жидкого кислорода массой 648 кг, обеспечивший снижение массы конструкции на 375 кг. (Емкость, рассчитанная на заправку 7,3 т компонента, имела диаметр 2,5 м и высоту 2,1м. Первоначально компания «McDonnell Douglas» планировала изготовлять оба топливных бака из композиционных материалов, однако из-за опасений задержек с разработкой емкости под окислитель выбрали тра- традиционный алюминий-литиевый сплав. Изделие было закуп- закуплено у российской корпорации «Энергия»); — вспомогательная силовая установка для гидроприводов, также приобретенная в России; — блок газификации жидкого водорода для двигателей системы ориентации (масса агрегата, спроектированного фир- фирмой «Aerojet», составила 233 кг); — межбаковый переходник (в сравнении с алюминиевым аналогом новый элемент, изготовленный из композитов, имел меньшую на 118 кг массу); — комплектация системы наведения приемниками нави- навигационной системы GPS (данные устройства устанавливались
202 ЯВ» А. ШУМИЛИН и на модели DC-X, но только для испытаний, без включения в основной контур управления). Несмотря на то что электронное оборудование аппарата DC-XA имело большую на 136 кг массу, за счет выполненных доработок общий вес конструкции изделия был снижен до 9,2 т (то есть на 10% по сравнению с базовым изделием). Программой испытаний аппарата DC-XA предусматрива- предусматривалось осуществление в течение двух-трех месяцев пяти стар- стартов. Первый из них состоялся 18 мая 1996 г. на том же поли- полигоне Уайт-Сэндз. Испытание проводилось по упрощенной схе- схеме: подъем на высоту 240 м, перемещение в горизонтальной плоскости к посадочной площадке и спуск. Все задачи поле- полета, длившегося 62 с, были успешно выполнены. Однако при посадке произошел отказ фиксатора аэродинамического щит- щитка, и он, выдвинувшись из корпуса, под действием отражен- отраженного от земли пламени загорелся. Пожар был быстро поту- потушен, и незначительные повреждения не потребовали продол- продолжительного ремонта. Подготовка и проведение двух последующих полетов ап- аппарата DC-XA с Запланированным интервалом в сутки прохо- проходила по типовому сценарию американских боевиков с коме- комедийным уклоном: главный герой — хороший парень — попа- попадает в им самим вырытую яму и с честью из нее выбирается. Руководителям проекта было мало аварийной посадки мо- модели DC-X «в чистом поле» летом 1994 г. В стремлении проде- продемонстрировать высокую надежность изделия перед выбором NASA головного подрядчика по программе RLV они решили повторить эксперимент. Тем не менее определенный для приземления участок, на- находящийся от места старта в 170 м, был обильно смочен во- водой и утрамбован примерно на глубину 0,3 м. Данная техника вполне себя оправдала при подготовке полосы для посадки орбитального корабля МТКС «Спейс Шаттл» при третьем ис- испытательном полете в 1982 г. По своей схеме второй полет, произведенный 7 июня, был аналогичен первому: модель, поднявшись со скоростью 53,3 м/с на высоту 594 м, сместилась к месту посадки и на- начала спуск. Оставалось только совершить эффектную посадку перед высокопоставленными гостями. Но свою яму аппарат DC-XA вырыл сам. Под действием пламени двигателей оставшаяся в поверхностном слое вода
АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ США «ДВ» 2 0 3 вскипела, и вырванные из земли значительные по размерам куски гипса, разлетаясь, стали бить по корпусу аппарата. Вы- Выжженный в поверхности кратер глубиной 0,6 м был настоль- настолько обширен по площади, что практически все опоры оказа- оказались на его краю, и малейшее боковое смещение привело бы к падению изделия. * Не успев порадоваться свалившейся удаче от устоявшего аппарата, стартовая команда из 15 человек с особыми предос- предосторожностями приступила к погрузке изделия на транспор- транспортер. Поскольку третье испытание также планировалось завер- завершить на такой же «неподготовленной» площадке, то програм- программистам пришлось загружать новое полетное задание с посадкой на штатной бетонке; на это ушло около 6 ч, хотя БЦВМ систе- системы наведения была заменена за 45 мин. О планах осуществления повторного старта через несколь- несколько часов (такая была программа-максимум) уже не говорили. Авральные работы велись с целью проведения нового полета в течение суток. И им это удалось. Слегка подчищенный аппарат DC-XA стартовал через 26 часов. Поскольку впервые модель была пол- полностью заправлена, полет длился 142 с, при этом была достиг- достигнута рекордная высота за всю историю испытаний 3,14км. Многочисленные датчики, с особой концентрацией на новых конструктивных элементах (топливных баках и переходнике), фиксировали значения динамических нагрузок на изделие во время подъема, также осуществлявшегося с небывалой скоро- скоростью 90 м/с. Все задачи полета были успешно решены. Присутствовав- Присутствовавший при испытаниях директор NASA Даниэль Голдин обмол- обмолвился: «Этим можно и "Шаттл" заменить». Однако это были только слова. К тому времени NASA, ве- вероятно, уже сделало свой выбор экспериментальной модели МТКС второго поколения и не в пользу аппарата с вертикаль- вертикальным взлетом и посадкой (официально это будет объявлено че- через месяц). Успешное проведение демонстрационных полетов модели DC-XA привело лишь к дополнительному соглашению