56 к

Файл взят с сайта

http://www. natahaus. ги/
где есть ещё множество интересных
и редких книг,

Данный файл представлен исключительно
в ознакомительных целях.

’АКЕТЫ МНОГС СРАТНсГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ
И. И. АНУРЕЕВ

РАНЕТЫ

МНОГОКРАТНОГО

ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

И. И. АНУРЕЕВ

РАНЕТЫ

МНОГОКРАТНОГО

ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

Ордена Трудового Красного Знамени

ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР

МОСКВА—1976
6Т6

А73

УДК 629.764(023)

Ануреев И. И.

А73 Ракеты многократного использования. М., Во-
ениздат, 1975.

214 стр.

Книга знакомит с новым средством доставки полезных грузов
в космос — ракетами-носителями многократного использования, приме-
нение которых позволит значительно сократить расходы иа осуществ-
ление космических программ.

В ней рассматриваются некоторые вопросы проектирования и от-
работки этих ракет, приводятся описание проектов некоторых зарубеж-
ных образцов ракет многократного использования и сведения по ра-
кетно-космической технике, обеспечивающей ныне полеты в космос.

Книга написана по материалам открытой отечественной и зару-
бежной печати.

Опа рассчитана на широкий круг военных н гражданских чита-
телей, интересующихся ракетной космической техникой.

31902-160
А -------------

068(02)-75

95-75

6Т6

© Восниздат, 1975
ВВЕДЕНИЕ

В настоящее время запуски космических аппа-
ратов (КА) осуществляются с помощью высоконадеж-
ных многоступенчатых ракет-носителей (РН) однократ-
ного использования, нс способных к маневру в ходе за-
пуска и после его завершения.

Как известно, основную долю расходов на выполне-
ние космических программ составляет стоимость систем
выведения, предназначенных для доставки полезных
грузов на орбиты.

Поэтому в странах, располагающих ракетно-космиче-
ской техникой, проводятся широкие исследовательские
работы, имеющие целью снижение затрат на запус-
ки КА.

Основной причиной высокой стоимости запусков спе-
циалисты в области ракетно-космической техники счи-
тают однократность использования ракет-носителей.

Действительно, если проиллюстрировать цифрами,
что стоит за понятием «однократность», можно видеть
следующую картину.

Возьмем, например, американскую РН «Сатурн-5»,
которая обеспечивала полеты космических кораблей
«Аполлон» к Луне. Этот исполин высотой около НО м
и массой почти 3000 т фактически прекращал свое су-
ществование через несколько минут после старта. А ведь
каждая такая ракета стоит 280 млн. долларов. На Зем-
лю от всей сложнейшей системы «Сатурн» — «Аполлон»
возвращалась лишь небольшая (массой около 5 т) об-
горевшая в атмосфере и практически непригодная для
дальнейшей эксплуатации спускаемая капсула, в кото-
рой размещался экипаж.

Аналогичное происходит с любой из запускаемых РН.
По этому поводу один американский ученый доволь-
но метко заметил, что человечество в последнее время
усвоило весьма дорогостоящую привычку — выбрасы-
вать ракеты-носители после их однократного использо-
вания.

Можно ли этого избежать?

Современная наука утвердительно отвечает на этот
вопрос.

Специалисты полагают, что на смену многоступенча-
той однократно используемой РН должна придти мно-
гократно используемая воздушно-космическая система,
способная маневрировать в ходе запуска и при по-
садке.

О проектах таких систем все чаще появляются сооб-
щения в иностранной печати.

По одному из них предусматривается создание так
называемого космолета, первой ступенью которого будет
самолет-разгонщик, оборудованный воздушно-реактив-
ными двигателями (ВРД). В качестве второй ступени
может быть также использован самолет, но с комбини-
рованной двигательной установкой, состоящей из жид-
костного ракетного двигателя (ЖРД) для разгона КА
при выведении на орбиту и ВРД для маневрирования в
атмосфере при возвращении па базу.

Считается, что на начальных этапах создания таких
систем могут применяться и ракетные системы однократ-
ного использования.

Специалисты в области космонавтики полагают, что
новые носители будут экономичнее обычных РН.

Кроме того, они позволят выводить полезные грузы
на орбиты, не проходящие над точкой старта.

Однако реализация преимуществ воздушно-космиче-
ских систем доставки полезных грузов па орбиты затруд-
нена тем обстоятельством, что сначала нужно создать
ВРД для первой ступени, обеспечивающий разгон хотя
бы до 3 км/с.

Обычное углеводородное горючее уже не годится
для такого двигателя. Нужно горючее с более высокой
теплотворной способностью и больший «хладоресурс»,
т. е. способность отводить тепло от перегретых элемен-
тов двигателя и самого летательного аппарата.

Как будет решаться эта проблема, покажет время.

Дальнейшее развитие средств доставки полезных гру-
зов на орбиты безусловно создаст новую базу для поле-
тов, исследования и освоения Вселенной.

В предлагаемой вниманию читателей книге дается
общее описание проектов зарубежных ракет многократ-
ного использования, рассматриваются вопросы их раз-
работки и применения для осуществления космических
программ.

Книга знакомит также с ракетно-космической техни-
кой, обеспечивающей в наше время полеты в космос.

К приведенным материалам по ракетам многократ-
ного использования следует относиться критически, пом-
ня, что во многом это только наметки, эскизы и в неко-
тором роде мечты. При должном отношении к изложен-
ному материалу он может быть интересен и полезен
желающим познакомиться с ракетами, предназначенны-
ми для космических исследований в недалеком будущем.
Глава I

ОСВОЕНИЕ КОСМОСА

И СОВРЕМЕННАЯ

РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА

| 1. КОСМОС СЛУЖИТ людям
I

Космический век, открытый запуском первого
советского искусственного спутника Земли и легендар-
ным полетом Юрия Гагарина, — закономерный этап в
развитии земной цивилизации. Необходимость проник-
новения в космос диктуется прежде всего потребностями
современного естествознания. Науку наших дней уже не
может удовлетворить информация, которую она получа-
ет в земных условиях. Наступил этап, когда для даль-
нейшего расширения знаний стал необходим выход че-
ловека за пределы Земли.

С созданием ракетно-космической техники появилось
мощное средство для изучения пространства, окружаю-
щего земной шар. С помощью космических лабораторий
сделано уже немало открытий, которые без выхода во
Вселенную были бы немыслимы.

На пути освоения космического пространства были
преодолены различные барьеры, развеяно немало уко-
ренившихся предубеждений. Когда-то призраки смыкаю-
щихся и раздавливающих суда скал, морских чудовищ,
заглатывающих корабли, преследовали первооткрывате-
лей-мореплавателей. Нечто подобное было и в предкос-
мический период. Многие представления об опасностях,
поджидающих человека в космосе, порождались незна-
нием того, что сулят встречи с метеорами, радиация,
невесомость.

Теперь ученые располагают данными многосуточного
пребывания людей в условиях космического полета, а
также на поверхности Луны. С помощью автоматиче-
ских научных станций ведется прямое изучение планет
Солнечной системы. Первые же шаги на этом пути при-
несли столько сведений, что их объем можно сравнить
со всей информацией, добытой астрономией за преды-
дущие столетия. Яркий пример этому — исследования
атмосферы Венеры автоматическими станциями, созда-
ние искусственных спутников Марса.

Преимущества прямых исследований заключаются в
гом, что они позволяют получить более надежные и
определенные данные о природных условиях и свойствах
гой или иной планеты. При изучении же небесных тел с
Земли мы не свободны в выборе способов измерений,
которые определяются характером электромагнитного
излучения, несущего как бы отпечаток свойств наблю-
даемого объекта.

Было бы, однако, неправильно думать, будто методы
исследования планет с Земли утратили свое значение.
Что касается современной астрономии, вооруженной ра-
кетно-космической техникой, то она стала поистине «все-
волновой», ее возможности неизмеримо расширились.

Сегодня мы знаем о космосе несравненно больше,
чем 12—15 лет назад, когда Ю. А. Гагарин впервые в
мире совершил полет по околоземной орбите. И с каж-
дым годом растет убежденность, что возможности, от-
крывающиеся на пути космических исследований, без-
граничны. У подлинно великих свершений есть особен-
ность: чем дальше в прошлое они отодвигаются, тем
зримее вырисовываются сущность и значимость достиг-
нутого, полнее раскрывается его влияние на развитие
прогресса.

Иногда этот путь длительный и трудный. Случается,
что новые направления в развитии науки и техники, не
получая должной оценки, встречают сопротивление. Не
сразу, например, было оценено значение первых работ
II. Е. Жуковского по аэродинамике. Генрих Герц свои
замечательные опыты по изучению электромагнитных
колебаний расценивал как не имеющие практического
шачения, между тем как из них выросла вся электрони-
ка, впоследствии ставшая одной из основных отраслей
пауки и техники.

Никто не знает, где кончаются «стены» нашего зем-
ного «дома», определяющие круг наших помыслов и
устремлений. Они все время раздвигаются, охватывая
новое пространство. Сначала этот процесс шел в преде-
лах земной географии: освоение «старого» света привело
к представлениям о «круге земель». Границы этого мира
далеко расширились, когда Колумбом была открыта
Америка. Затем человек поднялся в воздух и опустился
на морское дно. В наше время он штурмует космос.

Человеку свойственны стремление изучать все новое,
неизвестное, непреодолимая жажда познания окружаю-
щего мира. В этом — залог непрерывного, беспредельно-
го прогресса человечества.

Овладевая законами природы, применяя их на прак-
тике, мы расширяем возможности и границы своей даль-
нейшей деятельности и таким образом продвигаемся
вперед по пути развития цивилизации. Было бы нелепо
отказываться от решения стратегических задач научно-
технического прогресса, ориентируясь лишь на сиюми-
нутные нужды. Забота только о насущных проблемах
никогда не способствовала материальному и духовному
прогрессу человечества.

Космические исследования наглядно показывают, на-
сколько условны в паше время границы теоретических
и прикладных наук. Все чаще и чаще мы становимся
свидетелями превращения научных открытий, казалось
бы, абстрактных и далеких от сегодняшних потребно-
стей, в насущные проблемы.

Поток открытий и идей, порождаемых космическими
исследованиями, огромен. На их основе география, гео-
логия, геофизика, геохимия получают новые возмож-
ности составлять более точные карты, глубже проникать
в недра Земли, где скрыты полезные ископаемые. Авиа-
конструкторы думают о сверхзвуковом ракетном тран-
спорте. Физики видят новые схемы экспериментов по
овладению управляемой термоядерной реакцией и пря-
мому преобразованию тепловой энергии в электриче-
скую.

Освоение ближайшей к Земле зоны космического
пространства позволило радикально усовершенствовать
и упростить решение многих практических задач, напри-
мер связи на дальние расстояния. В результате значи-
тельно улучшились средства связи и телевидения, воз-
никли невиданные до сих пор условия для укрепления
контактов между народами нашей планеты.

Космическая метеорология прочно вошла в нашу
жизнь. Она значительно расширила возможности наблю-
дений за атмосферой в масштабе всей Земли. Межгосу-
дарственный обмен метеорологической информацией, по-
лученной со спутников, позволит решить проблему дол-
8
пх рочного прогнозирования погоды, а это — еще один
т.н па пути покорения человеком сил природы, по-
скольку люди смогут успешнее бороться со стихийными
бедствиями, использовать новые возможности повыше-
ния благосостояния человечества.

Сами по себе космические исследования служат
мощным стимулом развития многих отраслей «земной»
техники. Обогащение науки новыми сведениями о при-
роде, ее законах расширяет поле деятельности техники
и промышленности, умножает их созидательные силы.
Гем самым освоение космоса способствует научно-тех-
ническому прогрессу. При строительстве ракет и косми-
ческих кораблей наука, техника, промышленность дер-
жат самый ответственный «космический» экзамен.

Характеристика нынешнего этапа исследований кос-
мического пространства четко сформулирована в сло-
нах Генерального секретаря ЦК КПСС тов. Л. И. Бреж-
нева :

«...Расширяя нашу деятельность по изучению космо-
са, мы не только закладываем основы для будущих ги-
гантских завоеваний человечества, плодами которых
воспользуются грядущие поколения, но и извлекаем
непосредственную практическую пользу сегодня для
населения Земли, для наших народов, для дела нашего
ком м у мистического строительста ».

В настоящее время научно-технический потенциал
гой пли иной страны во многом зависит от того, какое
участие она принимает в космических исследова-
ниях.

Сейчас мы переживаем эпоху, когда человек отор-
вался от Земли и получает возможность непосредствен-
ного исследования планет. Люди, несомненно, достиг-
нут других планет и, может быть, других миров, когда
будут открыты новые, еще более эффективные источни-
ки жергии.

Сегодня человечество делает первые и, возможно,
самые важные шаги на пути к освоению и заселению
космоса. Что мы можем ожидать завтра? Поселения
на Луне, пилотируемые полеты к Марсу, научные стан-
ции на астероидах, связь с внеземными цивилизациями.
Это будущее, пусть не столь близкое, но реальное.

Основным средством космических полетов в наши
дин являются мощные ракеты-носители — сложнейшие
из построенных человеком машины, создание которых
под силу только высокоразвитым в промышленном от-
ношении странам.

2.	СОВРЕМЕННАЯ РАКЕТНО-
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА

Полеты в космос ныне обеспечивают ракет-
но-космические комплексы, включающие ракеты-носители
с КА, разнообразное наземное оборудование, необходи-
мое для подготовки ракет к пуску и их запуска, а так-
же системы контроля за ракетами и космическими объ-
ектами.

Ракета-носитель

Под ракетой-носителем (РН) понимают мно-
гоступенчатую баллистическую ракету, служащую для
выведения в космос полезного груза, например: верти-
кальных геофизических и космических зондов, искусст-
венных спутников Земли, космических кораблей, авто-
матических межпланетных станций и т. п.

РН космических аппаратов — обычно двух-четырех-
ступенчатые ракеты, сообщающие полезному грузу
нужную космическую скорость.

Каждая РН включает определенные элементы, осо-
бенности устройства которых положены в основу клас-
сификации ракет. Так, в зависимости от вида использу-
емых двигателей РН разделяют па ракеты с химически-
ми и нехимичсскими двигателями.

В настоящее время для РН характерно применение
только химических ракетных двигателей, работающих
на каком-либо химическом топливе (жидком, твердом).

Отсюда различают РН с жидкостными ракетными
двигателями (ЖРД) и ракетными двигателями твердого
топлива (РДТТ).

Помимо этого для РН возможно применение гибрид-
ных ракетных двигателей (ГРД), работающих на твер-
до-жидком топливе.

К нехимическим двигателям относятся ядерные
(ЯРД) и электрические (ЭРД), которые находятся в
стадии экспериментирования.
В зависимости бт применяемой системы управлений
РН могут подразделяться на ракеты с неавтономной, авто-
номной и комбинированной системами управления.

По способу соединения ступеней
РН может быть выполнена по схе-
ме с последовательным (с попереч-
ным делением), параллельным (па-
кетным) или комбинированным со-
единением ступеней (рис. 1).

Рис. 1. Принципиальные схемы многоступенчатых РН:
а — схема с последовательным расположением ступеней: I —
первая ступень; II — вторая ступень; III—третья ступень: / —
ракетные двигатели; 2— полезный груз; 3— головной обтека-
тель; 4-«отсек аппаратуры управления: 5— силовые узлы связи
ступеней; 6 — корпус ракеты; б — пакетная схема: I — первая
ступень (подвесные боковые стартовые блоки); II—* вторая сту-
пень (центральный блок); III—третья ступень; / — ракетные
двигатели; 2— полезный груз; 3—головной обтекатель; 4 —
отсек аппаратуры управления; 5 — силовые узлы связи ступеней
Ракеты, изготовленные по Схеме Параллельного сое-
динения ступеней, имеют продольное деление в полете
при отделении ступеней.

РН отличаются сравнительно легкой конструкцией,
масса которой вместе с двигательной установкой обыч-
но не превышает 10—12% массы заправленной ракеты.

Малая масса конструкции РН наряду с использова-
нием высокопрочных легких сплавов обеспечивается
определенными техническими решениями.

Например, баки часто служат одновременно и основ-
ной частью корпуса ракеты. Это так называемые несу-
щие баки. Создавая в таких баках определенное внут-
реннее давление (наддув), обеспечивают работу их обо-
лочки на растяжение, т. е. в условиях, наиболее
благоприятных для тонких оболочек.

В результате оказывается возможным создание тон-
костенных топливных баков значительного объема, с
большой прочностью и жесткостью, воспринимающих
продольные сжимающие силы и изгибпые моменты, ко-
торые действуют на корпус РН в полете.

РН работает в чрезвычайно напряженных режимах,
поэтому используемые в ней материалы должны быть
очень прочными, а отдельные узлы при значительных
размерах конструкции РН в целом должны отличаться
конструктивным совершенством.

Конструкция РН выдерживает не только большие
статические, но и динамические нагрузки, включая ви-
брационные, основным источником которых является ра-
кетный двигатель.

Многоступенчатая РН состоит из нескольких отдель-
ных ступеней, действующих последовательно одна за
другой или одновременно. При работе очередной ступени
последующие являются для нее полезным грузом.

После использования топлива работающей ступени и
выключения ее двигателя происходит отделение ступени
(или ее части, например топливных баков или двигатель-
ной установки). Масса оставшейся части ракеты умень-
шается, поэтому ей может быть сообщена большая ско-
рость, чем одноступенчатой ракете с той же начальной
массой, с тем же запасом топлива и массой полезного
груза.

Несмотря на большое разнообразие ракет-носителей,
все они имеют много общего в своем устройстве.
Под конструктивной схемой РН понимается совокуп-
ность агрегатов, систем, отсеков и ступеней, определяю-
щая технические возможности, условия эксплуатации и
технологию производства ракеты. Поэтому в каждом
конкретном случае, в зависимости от назначения ракеты,
вида топлива, типа двигателей и других факторов конст-
руктивные формы составных частей (агрегатов, отсеков,
систем) и их взаимное расположение имеют свои осо-
бенности.

Основными частями ступеней РН являются корпус,
двигательная установка, бортовая аппаратура управле-
ния, органы управления и источники энергии.

Полезный груз РН размещается в головном отсеке
последней ступени. Он прикрывается головным обтека-
телем.

Обтекатель является элементом конструкции РН, об-
разующим обтекаемую поверхность ее передней части.
Он имеет форму конуса, переходящего в цилиндр, и со-
стоит из тонкостенной оболочки, усиленной с внутренней
стороны продольным и поперечным силовым набором.

Головной обтекатель закрывает полезный груз, а
иногда и последнюю ступень ракеты, предохраняя их от
аэродинамического и теплового воздействия при движе-
нии ракеты с большими скоростями в плотных слоях ат-
мосферы.

После выхода из плотных слоев атмосферы головной
обтекатель сбрасывается механизмом отделения.

Корпус ракеты соединяет все части ее в единую кон-
струкцию. Он представляет собой сравнительно тонкую
оболочку, находящуюся под воздействием различных на-
грузок и поэтому подкрепленную изнутри продольным и
поперечным силовым набором.

Сигарообразная форма корпуса обеспечивает наи-
меньшее сопротивление воздуха в полете и хорошую
управляемость ракетой.

По длине корпус разбит на отсеки, названия которых
определяются расположенными в них элементами раке-
ты: приборный, топливный, двигательный и т. д. На
внутренней поверхности корпуса имеются устройства для
крепления аппаратуры, на наружной — для крепления
стабилизаторов и других элементов.

Корпус должен обладать достаточной прочностью,
чтобы выдерживать значительные нагрузки в условиях
полета па больших скоростях, часто при значительном
нагреве или перепаде температур. Кроме того, его кон-
струкция должна удовлетворять требованиям, зависящим
от назначения ракеты и условий ее использования (гер-
метичность, вибрационная прочность и т. п.).

Детали корпуса РН изготавливают в основном из
алюминиевых, магниевых и титановых сплавов, а также
из стеклопластика.

Основное требование к материалам состоит в том,
чтобы они обеспечивали наименьшую массу конструкции
при необходимой прочности и жесткости.

Топливные баки, как правило, изготавливают по не-
сущей схеме, т. е. одновременно они являются и силовы-
ми элементами корпуса. Подобная конструкция баков
значительно снижает вес ракеты. Баки обычно занимают
около 3/5 длины ракеты, а компоненты топлива, поме-
щенные в них, составляют около 90%' общей массы ра-
кеты.

Приборный отсек служит для размещения большей
части приборов системы управления. Он может распола-
гаться или между баками, или непосредственно за полез-
ным грузом. Хвостовой отсек предназначен для разме-
щения двигательной установки и части приборов систе-
мы управления. Кроме того, хвостовой отсек первой
ступени часто служит силовым элементом при установке
ракеты на пусковом устройстве.

Двигательная установка создает силу тяги, обеспечи-
вающую движение ракеты.

Исполнительные органы системы управления создают
управляющие силы и моменты для удержания ракеты
при ее движении на требуемой траектории. В качестве
органов управления используются газоструйные рули,
специальные рулевые двигатели и поворотные камеры
сгорания основных двигателей.

В составных ракетах обычно каждая ступень содер-
жит рассмотренные выше части, а также систему разде-
ления ступеней.

В ракетах с последовательным соединением ступеней
сначала работает двигатель первой ступени. По дости-
жении ракетой определенной скорости первая ступень от-
деляется и включается двигатель второй ступени и т. д.
По достижении заданной скорости включается двигатель
последней ступени и отделяется полезный груз.

В ракетах с параллельным соединением ступеней
первая ступень представляет собой пакет ракет, имею-
щих автономные двигатели, топливные баки и необходи-
мые приборы управления. В виде пакета могут выпол-
няться также вторая и последующая ступени.

Последовательность включения и выключения двига-
телей и отделения ступеней пакетной схемы соединения
может быть самой разнообразной. Она определяется кон-
структивной схемой ракеты.

В ракетах с последовательным расположением ступе-
ней последние могут соединяться с помощью переходни-
ков, имеющих разрывные болты или быстродействующие
замки.

Если диаметры ступеней различны, переходники име-
ют коническую форму (рис. 1). При одинаковом диамет-
ре ступеней применяются цилиндрические переход-
ники.

В составных ракетах применяется специальная систе-
ма разделения ступеней, в основу работы которой мо-
жет быть положено два способа разделения: огневой
и торможение корпуса первой ступени.

При первом способе разделения верхняя ступень раз-
гоняется двигателем, а нижняя в это время тормозится
продуктами сгорания двигателя верхней ступени.

В этом случае переходник первой ступени изготавли-
вается в виде открытой фермы или имеет специальные
окна для выхода продуктов сгорания, так как двигатель
второй ступени запускается раньше, чем. разрушаются
разрывные болты или раскрываются замки.

Для защиты переднего бака на нижней ступени от
сильно нагретых продуктов сгорания двигателя верхней
ступени и на днище бака наносится термозащитное по-
крытие.

При втором способе разделения корпус нижней сту-
пени тормозится тормозными пороховыми двигателями.

Ракеты-носители запускают вертикально. Это вызва-
но причинами, связанными в основном с боковыми на-
грузками, действующими на конструкцию корпуса.

Кроме того, при вертикальном старте упрощается
проектирование и изготовление пускового устройства, ко-
«орое удерживает РН перед стартом и во время выведе-
ния двигателя на необходимый режим работы с помо-
щью одних только опор в хвостовой части ракеты.

Вертикальный старт позволяет ракете быстрее прохо-
дить плотные слои атмосферы, что уменьшает время
воздействия на нее аэродинамического сопротивления.

Ракетные двигатели являются важнейшей составной
частью РН, они создают силу тяги при сжигании в них
топлива, обеспечивающую движение ракеты.

Двигателем и видом> используемого топлива в сущ-
ности определяются основные характеристики ракеты.

Первостепенное значение для определения энергети-
ческих возможностей РН имеют тяга (измеряемая в кгс
или тс * **) и скорость истечения газов из сопла двигателя.

При проектировании РН величина силы тяги двигате-
ля назначается в зависимости от стартовой массы раке-
ты 60 и обычно принимается не менее P=l,35 Go.

Одним из наиболее важных показателей эффектив-
ности любого ракетного двигателя (ЖРД и РДТТ)
является удельная тяга, называемая также удельным
импульсом. Под удельной тягой понимают отношение
тяги двигателя к секундному весовому расходу топлива.
Ее исчисляют в или м/с.

кг/с

По данным зарубежной печати, в лучших современ-
ных ЖРД значение удельной тяги в вакууме достигает
350 м/с и более. Удельная тяга характеризует экономич-
ность двигателя, поэтому считается, что чем больше
удельная тяга, тем совершеннее ракетный двигатель,
т. е. тем меньше расход топлива для достижения задан-
ной тяги.

В многоступенчатых РН обычно имеется несколько
двигателей, работа которых синхронизируется системой
управления.

Характерной особенностью всех ракетных двигателей
является то, что для создания реактивной струи газов,

* В единицах СИ тяга измеряется в ньютонах (Н). Ньютон —
сила, сообщающая телу массой 1 кг ускорение 1 м/с2 в направле-
нии действия силы.

Н

** В единицах СИ удельная тяга имеет размерность или
кг* м/с2

---------= м/с,

кг/с
образующейся в камере сгорания двигателя, пе требует-
ся участия атмосферного воздуха.

Благодаря этому ракетные двигатели создают тягу
как в воздушной среде, так и в безвоздушном простран-
стве.

В современных РН чаще применяются ЖРД. Счи-
тается, что в недалеком будущем для РН представится
возможность широко использовать РДТТ и гибридные
(смешанные) двигатели, работающие на твердо-жидком
топливе. Конструкция ЖРД зависит от состава приме-
няемого топлива, требуемой мощности двигателя и па-
раметров (характеристик) ракеты в целом.

Несмотря на большое многообразие конструкций
ЖРД, все они имеют общие агрегаты и системы. Каж-
дый ЖРД включает: одну или несколько камер сгора-
ния с соплом; систему подачи — комплекс агрегатов, по-
дающих топливо под избыточным давлением в камеры
сгорания; агрегаты автоматики и систему регулирования,
обеспечивающие пуск, нормальную работу в определен-
ном режиме и выключение двигателя; силовую раму и
другие узлы, связывающие отдельные агрегаты и пере-
дающие тягу от двигателя к ракете.

В ЖРД могут быть использованы различные топли-
ва. Выбор топливной комбинации зависит от назначения
и общих данных, характеризующих двигатель: мощ-
ности, продолжительности работы и т. п.

Топливо ЖРД обычно двухкомпонентное, состоящее
из горючего и окислителя. Горючее — это химически
малоактивные жидкости, окислители же, наоборот, —
активные жидкости; хранить их и заправлять ими раке-
ты довольно сложно.

Для подачи компонентов топлива из баков в камеру
сгорания применяют газовытеснитсльные и насосные си-
стемы подачи топлива.

В газовытеснительных системах компоненты топлива
вытесняются из баков каким-либо инертным газом под
давлением.

В насосных системах компоненты топлива нагнетают-
ся в камеру сгорания из баков с помощью насосов, при-
водимых во вращение газовой турбиной. Турбина с на-
сосами образует турбонасосный агрегат (ТНА).

Для работы турбины необходимо рабочее тело — на-
। ротый газ, находящийся под высоким давлением.

И. И. Ануреев	17
Рабочее тело создается в специальных газогенерато-
рах в результате горения, например основных компонен-
тов топлива, которые подаются в камеру сгорания.

По способу использования рабочего тела турбины
ЖРД могут быть открытой (разомкнутой) и замкнутой
схемы.

Рис. 2. Схемы ЖРД:

а — замкнутая схема ЖРД: / —- камера сгорания; 2 —
насосы горючего и окислителя; 3 — турбина; 4—газоге-
нератор; 5 — трубопроводы компонентов топлива (Г — го-
рючее, О— окислитель); 6 — трубопровод подачи окисли-
теля в камеру сгорания; 7 — сопло; 8 — форсуночная го-
ловка; 9— трубопровод подачи горючего в камеру сгора-
ния; б — открытая схема ЖРД: / — камера сгорания;
2—насосы горючего и окислителя; 3 — турбина; 4—га-
зогенератор; 5 — отбросное сопло; 6 — сопло; 7 — фор-
суночная головка

В двигателях открытой схемы рабочее тело турбины
выбрасывается через отбросные сопла за борт ракеты
(рис. 2, б), благодаря чему создается небольшая допол-
нительная тяга.

Считается, что подобная схема неэкономична, так как
рабочее тело после турбины имеет низкие температуру
и давление.
Этот недостаток может быть устранен, если рабочее
гело после турбины подавать в камеру сгорания и там
дожигать вместе с компонентами топлива (рис. 2, а).

Такие схемы ЖРД называются замкнутыми или схе-
мами с дожиганием.

Современные ЖРД запускаются пиростартерами, ко-
торые воспламеняют пороховую шашку, помещенную в
камере пиростартера. Пороховые газы приводят в дейст-
вие турбину ТНА, и компоненты топлива начинают по-
ступать в камеру сгорания и в газогенератор.

Если топливо самовоспламеняющееся, то специаль-
ных устройств (пирозажигательных) для его первона-
чального воспламенения не требуется.

Двигатель выключается, когда прекращается подача
топлива в камеру сгорания и в газогенератор.

Поскольку камеры сгорания в процессе сжигания
гоплива сильно нагреваются, их изготавливают из особо
жаропрочных материалов. Во время работы их охлаж-
дают, для чего используется один из компонентов топли-
ва (обычно горючее), который перед поступлением в ка-
меру сгорания проходит через межрубашечное простран-
ство камеры (регенеративное охлаждение).

Иногда для предохранения стенок камеры от воз-
действия высоких температур в ней создают паровую
или жидкостную завесу (около стенок) из горючего. Эта
часть горючего в горении не участвует.

ЖРД могут быть однокамерными или многокамерны-
ми (пакет камер сгорания).

Работа ЖРД регулируется системой автоматики,
включающей различного рода редукторы, клапаны и
другие механизмы, которые приводятся в действие авто-
номными источниками питания (бортовые батареи или
сжатый газ).

Меняя количество подаваемого в камеру сгорания
топлива, можно регулировать тягу двигателя в широком
диапазоне.

Время работы ЖРД составляет несколько минут.

Основной недостаток современных ЖРД — низкая
экономичность, т. е. большой расход топлива на единицу
ри шиваемой тяги.

Увеличение стартовой массы ракеты ведет к возра-
t iiiiiiiio требуемой тяги двигателя, что в свою очередь
обусловливает увеличение геометрических размеров и
массы камеры сгорания. Считается, что создать камеру
сгорания с большим объемом довольно трудно, так как
это связано с появлением в ней неустойчивого рабочего
процесса (в первую очередь горения). Поэтому ЖРД
ракет-носителей с большими тягами обычно имеют паке-
ты камер сгорания. С другой стороны, габариты и мас-
са двигателя зависят от числа камер сгорания.

Исходя из этого при расчетах добиваются, чтобы чис-
ло камер сгорания обеспечивало минимальную массу
двигателя. При этом учитывается надежность работы
ЖРД, которая, как известно, снижается с увеличением
количества элементов в системе,

В целом эта проблема в современных РН в зависи-
мости от требуемой тяги решается или путем использо-
вания двигателей с различным числом' камер сгорания,
или установкой различного количества самих двига-
телей.

При этом следует иметь в виду, что двигатели замк-
нутых схем, как правило, выполняются однокамерными,
так как считается, что питать несколько камер сгорания
высоконагретым и имеющим большое давление турбога-
зом от одного газогенератора весьма сложно.

В настоящее время в ЖРД наиболее широко приме-
няются две основные группы топлива, различающиеся
по характеру окислителя: топливо на основе азотной
кислоты и других кислородных соединений азота и топ-
ливо на' основе кислорода.

Топлива первой группы имеют высокую температуру
кипения, поэтому они могут находиться в жидком состо-
янии при нормальных температурах. Считается, что это
упрощает их эксплуатацию и позволяет хранить заправ-
ленными в баки.

Основным окислителем для этой группы топлив яв-
ляется азотная кислота, содержащая до 76% кислорода.
Температура ее замерзания —42 С, кипения +86° С,

Пары азотной кислоты очень ядовиты: химически опа
активна по отношению к большинству конструкционных
материалов. Поэтому для изготовления баков и армату-
ры используют нержавеющую сталь и сплавы алюминия
без примесей меди.

Горючим для топлив па основе соединений азота мо-
гут служить некоторые углеводороды, в частности керо-
син, обладающий высокой теплотворной способностью.
Керосин мюЖет применяться со всеми окислителями
па основе окислов азота и с жидким кислородом.

К недостаткам керосина относят большой разброс
плотности между партиями и коксообразование при при-
менении его с окислителями на основе азотной кис-
лоты.

Другим горючим является гидразин, который пред-
ставляет собой при нормальных условиях бесцветную
дымящуюся на воздухе ядовитую жидкость. Он разру-
шает резину и многие органические материалы.

Более перспективными горючими считаются произ-
водные гидразина — метилгидразин и несимметричный
диметилгидразин, имеющие низкую температуру замер-
зания и большую стойкость, чем гидразин.

Диметилгидразин (ДМГ) — это бесцветная весьма
летучая жидкость с интенсивным аммиачным запахом.
Он инертен по отношению к сталям и алюминиевым
сплавам. Считают, что ДМГ является высокоэффектив-
ным горючим, позволяющим получить большую удель-
ную тягу.

Широко применяется в качестве горючего и аэрозин,
представляющий собой смесь 50% гидразина и
50%' ДМГ.

Окислителем второй группы топлива служит жидкий
кислород, кипящий при температуре —183'С. Этот не-
достаток не позволяет хранить его длительное время.

Баки для жидкого кислорода, как и для соединений
азота, изготавливают из нержавеющей стали и алюмини-
евых сплавов.

В качестве горючих для топлив этой группы могут
быть использованы любые углеводороды, которые обра-
зуют несамовоспламеняющиеся низкокипящие топлива.

Наибольшую теплотворную способность в соединении
с жидким кислородом имеет жидкий водород. Это топли-
во довольно часто используется на современных амери-
канских РН большой мощности (например, у РН «Са-
турн-5») и многих перспективных ракетах.

По мнению зарубежных специалистов, в будущем для
ЖРД будут широко применяться топлива с повышенной
теплотворной способностью и высокой плотностью. Окис-
ui гелями для них могут служить кислород и фтор, а
юрючим— водород, литий, бор, аммиак, бороводороды
н др.
Считается, что такие топлива обеспечат удельную тя-
гу 450 м/с и более.

Жидкое топливо, один или оба компонента которого
представляют собой жидкий газ (кислород, водород,
фтор и т. д.), называют криогенным ракетным топливом.

В настоящее время в США, Японии и Франции про-
водятся работы по использованию РДТТ на РН. Диапа-
зон их тяг весьма большой: от нескольких граммов у
микроракетных двигателей до сотен тонн у мощных
РДТТ.

Полагают, что РДТТ позволят уменьшить размеры
ракет и упростить их эксплуатацию.

Конструкция ракет с РДТТ проще, чем ракет с ЖРД,
так как она имеет очень мало или совсем не имеет под-
вижных узлов и сложных коммуникаций (ТНА, клапаны,
редукторы, трубопроводы для подачи компонентов топ-
лива и др.).

Считается, что простота конструкции, сравнительно
низкая стоимость отработки деталей и высокая надеж-
ность их действия позволяют широко использовать РДТТ
в РН различного назначения.

На крупных РН с массой полезного груза более 10 т
нередко применяются комбинации РДТТ и ЖРД па раз-
личных ступенях. В этом случае при запуске КА на низ-
кую околоземную орбиту РДТТ используются в качестве
разгонных, а ЖРД — в качестве маршевых.

В последнее время у зарубежных специалистов по-
явилось стремление к унификации РДТТ и использова-
нию одного и того же двигателя в различных РН.

РДТТ присущи и недостатки, которые сужают об-
ласть их применения. Так, считается, что энергетические
возможности современных твердых топлив значительно
ниже жидких. РДТТ имеют малое время работы. У них
довольно трудно регулируется тяга по заданному зако-
ну, нормальная же работа во многом зависит от началь-
ной температуры заряда. Повторное включение РДТТ —
задача весьма сложная.

Кроме того, снаряженные твердотопливные РН труд-
но транспортировать из-за большой массы.

Однако, несмотря на недостатки, РН с РДТТ нахо-
дят все большее применение благодаря простоте их кон-
струкции и эксплуатации.
РДТТ состоят из камеры сгорания и соплового блока
(рис. 3). Их конструктивная схема во многом< определя-
ется формой заряда и способом его размещения в каме-
ре двигателя.

Рис. 3. Схема РДТТ:

/ — передняя часть двигателя; 2 — цилиндрическая камера сгора-
ния: 3—прокладка; 4 —сопло; 5 — резьбовое соединение; 6 — внут-
ренний канал в заряде; 7 — защитное покрытие поверхности за-
ряда (бронирование); 3 — топливный заряд; 9— воспламенитель;
/0 — поверхность горения

Камера сгорания представляет собой цилиндрическую
оболочку с днищами. Поскольку стенки камеры не ох-
лаждают при работе двигателя, их изготавливают из
высокопрочных металлов, имеющих специальные тепло-
защитные покрытия из материалов с малой теплопровод-
ностью. Стенки камер сгорания могут быть и из стекло-
пластика, который обладает высокой прочностью и низ-
кой теплопроводностью.

Сопла обычно делают из тех же материалов, что и
стенки камеры. Для предотвращения выгорания сопла в
его критическом сечении устанавливают тугоплавкие
вставки (вкладыши), а также применяют специальные
покрытия.

Твердое топливо представляет собой механическое
или химическое соединение горючего и окислителя. Для
его воспламенения в РДТТ служат специальные воспла-
менители.

Скорость горения твердых топлив зависит от давле-
ния в камере сгорания, температуры и геометрической
формы топливного заряда.'

В современных РДТТ используются два типа заря-
дов: бронированные и небронированные.

В РДТТ с бронированным зарядом топливо сжига-
ется только с одного конца, остальная же поверхность
топлива покрыта ингибитором (защитной пленкой), ог-
раничивающим горение.

В РДТТ с небронированным зарядом топливная шаш-
ка горит по всей поверхности; для обеспечения заданных
характеристик тяги ей придается специальная форма.

Для поддержания в камере сгорания постоянного
давления необходимо изменять размеры критического
сечения сопла, для чего используются сменные вклады-
ши, устанавливаемые в критическом сечении, или смен-
ные сопла.

Для этих же целей применяют и специальный регуля-
тор в виде центрального тела, при продольном переме-
щении которого изменяется площадь критического сече-
ния сопла.

Изменение тяги по времени в РДТТ можно осущест-
влять выбором соответствующей формы заряда топлива,
сочетанием в одном заряде топлива с различной ско-
ростью горения, изготовлением двигателей с несколькими
камерами, содержащими заряды различного типа.

Прекращается действие РДТТ (отсечка двигателя)
резким понижением давления в камере сгорания.

Твердые ракетные топлива по физической структуре
разделяют на двухосновные (гомогенные) и смесевые
(гетерогенные).

Двухосновные или, как их еще называют, коллоидные
пороха представляют собой твердые растворы органиче-
ских веществ, содержащих горючее и окислитель.

Смесевые топлива — это механические смеси тонко
измельченного минерального окислителя и органического
горючего.

Горючим в таких топливах могут быть каучуко- или
смолообразные вещества, которые одновременно являют-
ся связующими веществами.

Окислителями служат вещества, содержащие боль-
шой процент активного кислорода (нитраты или перхло-
раты калия, натрия, лития и др.).

В РН можно применять и гибридные ракетные дви-
гатели (ГРД), работающие на топливах в смешанном
агрегатном состоянии (сочетание твердых и жидких ком-
понентов топлива). Такие топлива называют гибридны-
ми ракетными топливами (ГРТ).

В ГРД один из компонентов, находящийся в твердом
состоянии, как правило, размещается в камере сгорания
24
(рис. 4), в которую подается другой компонент в жид-
ком состоянии. Обычно твердый компонент — горючее.

Интерес к разработке ГРД особенно возрос в связи
с необходимостью удовлетворения требований, предъяв-
ляемых к двигателям некоторых РН. К ним, в частности,

Рис. 4. ГРД пакетной схемы:

а —схема ГРД для первой ступени: / — бак окислителя; 2—форсунка и сис-
тема воспламенения; 3 —заряд твердого горючего; б —схема ГРД для верх-
них ступеней: 1 — бак окислителя; 2 — форсунка и система воспламенения;
3 — заряд твердого горючего; 4 — система наддува; 5 — форсунка для впрыс-
ка жидкого компонента в закритическую часть сопла

относятся: обеспечение удельной тяги, превышающей
удельную тягу РДТТ; возможность регулирования тяги
в весьма широких пределах; повышение надежности си-
стем; возможность безопасного многократного включе-
ния и выключения двигателя.

Специалисты в области ракетостроения считают, что
ракетные двигатели на химическом топливе уже достигли
своих пределов и дальнейшее увеличение их мощности
может идти лишь за счет.увеличения количества топли-
ва и, следовательно, размеров двигателей.

Однако увеличение размеров камер сгорания может
привести к их взрыву.

Увеличение же тяги химических ракетных двигателей
путем улучшения топлива ограничивается тем, что по-
вышение температуры в камерах сгорания более 4000°
Сопряжено с непреодолимым барьером,: несмотря на ох-
лаждение, камеры химически разрушаются.

В связи с этим наметилась тенденция к созданию ра-
кетных двигателей на нехимических топливах, таких, как
ядерные, электрические, ионные и плазменные двига-
тели.

При этом полагают, что для дальних космических по-
летов целесообразно сочетать существующие химические
ракетные двигатели (в качестве стартовых ускорителей)
с двигателями ядерными или электрическими (в качестве
маршевых).

Полет ракет-носителей
и их системы управления

По мнению зарубежных специалистов, косми-
ческое пространство условно может быть разделено на
три зоны: приземное космическое пространство, ближ-
ний космос и дальний космос. Такое деление не являет-
ся твердо установленным. Оно обусловлено определен-
ными признаками, и в первую очередь высотой над по-
верхностью Земли.

Приземным космическим пространством называют зо-
ну, окружающую Землю в пределах высот 100—160 км,
где могут летать только специальные летательные аппа-
раты.

Ближним космосом условно считают зону, лежащую
в пределах высот 160—500 км.

Верхняя граница ближнего космоса выбирается с
учетом обеспечения безопасности полетов человека при
сравнительно несложной биологической защите (в США,
например, считают, что излучение внутреннего радиаци-
онного пояса Земли становится незначительным на вы-
сотах менее 500 км).

Дальним космосом, называют зону, распространяю-
щуюся от верхней границы ближнего космоса.

Чтобы вывести РН в нужную точку космического
пространства, необходимо выдержать определенные на-
чальные условия, характеризующие конец активного
участка траектории — начало траектории полета (орби-
ты) КЛ. Комплекс действий, обеспечивающих выполне-
ние начальных условий, называется наведением РН. Оно
выполняется в два этапа: на земле перед стартом и в
полете.
Наведение ракеты на земле представляет собой опе-
рацию пространственной ориентировки РН или элемен-
тов ее бортовой системы управления перед пуском для
получения заданных параметров полета на активном
участке траектории. Наведение на земле включает опе-
рации вертикализации и наведения РН по азимуту (на-
правлению).

Вертикализация заключается в доведении РН, уста-
новленной на пусковую систему, до строго вертикального
положения.

Наибольшее отклонение оси РН или элементов ее
бортовой системы управления от вертикали не должно
превышать нескольких угловых минут.

Вертикализация достигается установкой базисной
опорной плоскости РН на заранее выверенную опорную
неподвижную плоскость пусковой системы.

С помощью подъемных механизмов пусковой системы
производится поворот опорной плоскости пусковой систе-
мы вместе с установленной на нее РН вокруг двух вза-
имно перпендикулярных осей.

Наведение по азимуту представляет собой ориентиров-
ку оси абсцисс связанной системы координат РН, уста-
новленной на пусковую систему, в горизонтальной
плоскости для получения заданного направления полета
на активном участке траектории.

Оно может осуществляться разворотом в горизонталь-
ной плоскости всей ракеты или соответствующей ориен-
тировкой отдельных элементов ее бортовой системы уп-
равления.

Операции наведения выполняются с помощью специ-
альных оптических приборов, установленных на борту
раке гы, пусковой системе и на земле.

Считается, что вертикализация и наведение ракет по
азимуту, установленных на неподвижных основаниях,
не вызывают больших трудностей и могут быть произве-
дены с высокой точностью.

Наведение РН в полете осуществляется системой на-
ведения, которая определяет отклонения реальной тра-
ектории от заданной и вырабатывает команды для ее
корректирования, и системой управления, преобразую-
щей команды системы наведения в необходимые откло-
нения органов управления РН для вывода ее на требуе-
мую траекторию.
Траектория РН выбирается в соответствии с задачей
выведения КА на заданную орбиту, т. е. в соответствии
с требуемыми параметрами движения (координатами и
составляющими скорости) в конце активного участка
траектории.

Выбор траектории обеспечивается заданием бортовой
системе управления специальной программы, определя-
ющей в зависимости от времени величину угла тангажа
(угол между продольной осью РН и плоскостью местно-
го горизонта), а также величину скорости РН в каждый
момент времени.

В соответствии с этой программой система управле-
ния создает управляющие силы и моменты, разворачи-
вающие ракету в полете на требуемый угол, и, таким
образом, реализует выбранную траекторию выведения.

Траектория полета вычисляется заранее и вводится
в программное устройство системы наведения до старта
или непрерывно вырабатывается в системе наведения в
соответствии с введенными в нее условиями полета.

Программный метод наведения применяется на мно-
гих РН, так как он весьма прост и не требует сложных
вычислительных устройств, формирующих программу
полета на борту РН с учетом различных возмущений,
действующих на ракету.

Однако нельзя учесть все изменения сил и моментов,
действующих на РН, так как у каждой ракеты могут
быть отдельные неточности в конструкции, разбросы в
массе и тяговых характеристиках.

Кроме того, возможны изменения состояния атмос-
феры.

Поэтому при расчете траектории используют усред-
ненные значения сил и моментов, откорректированные на
основе летных испытаний РН, зондирования атмосферы
и т. д.

Траектория любой РН состоит только из активного
участка (рис. 5).

На нем (ОГ) ракета движется с работающим двига-
телем и система управления обеспечивает заданные па-
раметры ее движения. В конце активного участка двига-
тель выключается.

При движении па активном участке траектории раке-
та вначале в течение нескольких секунд летит верти-
кально (ОА), а затем системой управления разворачи-
28
вается в плоскости полета па определенный угол к стар-
товому горизонту, называемый углом бросания 6.

Далее ракета движется к расчетной точке — концу
активного участка, где приобретает конечную ско-
рость VK.

В конце активного участка траектории КА выводится
на заданную орбиту (рис. 5).

Вертикальный \ д
подъем

Конец работы
двигателя
1-й ступени

Конец работы
двигателя
2-й ступени

3-я ступень Спутник

Сброшенная
v l-я ступень

Конец работы
двигателя
3-й ступени

„ й

Сброшенная
2-Я ступень

10



Рис. 5. Траектория многоступенчатой ракеты-носителя:

О — точка старта; ОА — вертикальный участок траектории; ОГ —
активный участок траектории; АГ — участок выведения; Г — конеч-
ная точка активного участка, начало свободного полета полезного
груза с заданной скоростью

У многоступенчатых РН активный участок слагается
из активных участков отдельных ступеней. К концу по-
следнего активного участка КА приобретает нужную на-
чальную скорость полета Vo, равную VK, и определенный
угол бросания 6К.

Путем изменения скорости VK и угла 0К КА в зави-
симости от их назначения и выполняемых функций мож-
но выводить па различные орбиты.

Считается, что если угол бросания 0 можно менять
произвольно, то изменение начальной скорости VK огра-
ничено и увеличение ее связано с большими технически-
ми трудностями.

Для удержания РН на заданной траектории служат
системы наведения и управления. С помощью соответст-
вующих измерительных устройств они определяют откло-
нения фактического движения от программного и посред-
ством органов управления создают такие управляющие
воздействия, которые приближают траекторию ракеты к
заданной.

Измерение отклонений является важнейшей частью
процесса управления и должно проводиться с высокой
точностью.

Рис. 6. Силы, действующие на ракету в полете, и се возмож-
ные повороты в пространстве:

О —центр массы (центр тяжести); Р— сила тяги; <?—сила тяжести;
R — полная аэродинамическая сила; ЦД — центр динамический;

/ —плечо действия силы /?;	—поворачивающий момент

Современные системы управления РН, как правило,
автономные и размещаются целиком на борту ракеты.
Однако они могут представлять собой различные комби-
нации наземного и бортового оборудования.

Управление РН разделяется на управление по танга-
жу, курсу и крену (рис. 6).

Угол тангажа — это угол между продольной осью
РН и плоскостью местного горизонта.

Угол курса (рыскания) характеризует отклонение
продольной оси от плоскости траектории РН.

Что касается угла крена (вращения), то он опреде-
ляет поворот РН вокруг ее продольной оси.

Все элементы траектории и характеристики движения
ракеты (координаты точки выключения двигателя, мак-
30
симальная скорость VK и положение продольной оси
ракеты в пространстве) рассчитываются в зависимости
от требуемой орбиты для КА и вводятся в программное
устройство РН.

Главной функцией бортовой аппаратуры управления
в полете является точное выполнение команд, поступа-
ющих от системы наведения, в том числе и сигналов о
выключении двигателя, а также обеспечение стабилизи-
рованного полета при отсутствии команд. Другие функ-
ции бортовой системы управления в значительной степе-
ни определяются конструкцией РН (числом ступеней)
и зависят от ее технических характеристик.

Например, при отделении ступеней РН возникают
сильные возмущения вследствие резкого изменения сил,
действующих на оставшиеся ступени ракеты. Бортовая
аппаратура компенсирует эти возмущения и к концу
работы отделяющейся ступени сводит к нулю величины
ошибок управления.

В состав бортовой аппаратуры РН входят измери-
тельные, усилительно-преобразовательные и исполнитель-
но-силовые элементы.

Измерительные элементы (потенциометры, гироскопы,
акселерометры и др.) определяют действительное поло-
жение ракеты и выдают сигналы, необходимые для вы-
работки управляющих команд, которые после усиления
и преобразования через исполнительные устройства воз-
действуют на органы управления РН таким« образом,
чтобы ошибка в наведении сводилась к нулю.

Известно несколько систем управления РН, к кото-
рым относятся: гироскопическая, инерциальная, радио-
инерциальная и др.

Гироскопические системы считаются простейшими из
автономных систем управления. Они состоят из двух
основных частей: автомата стабилизации и автомата уп-
равления дальностью полета.

Автомат стабилизации обеспечивает движение РН по
расчетной траектории, автомат управления дальностью,
выключает двигатель в тот момент, когда и вк достиг-
нут значений, обеспечивающих выведение КА на тре-
буемую орбиту.

Автомат стабилизации представляет собой многока-
нальную систему автоматического регулирования, кото-
рая осуществляет одновременное управление движением
РН по углам тангажа, рыскания и крена, характеризую-
щим положение оси ракеты в полете.

Программное значение углов крена и рыскания обыч-
но равно нулю, а закон изменения угла тангажа опреде-
ляется программой вывода ракеты на траекторию.

В состав каждого канала входят измерительный (чув-
ствительный) элемент, преобразующее устройство, уси-
литель и рулевые машинки с органами управления.

Измерительные элементы каналов управления содер-
жат гироскопические приборы, измеряющие ошибки уг-
лов тангажа, крена и рыскания и формирующие сигна-
лы, пропорциональные ошибкам. Эти сигналы подаются
на преобразовательно-усилительные устройства и затем
на исполнительные приводы рулевых органов — рулевые
машинки, отклоняющие рулевые органы ракеты на опре-
деленные углы.

Автомат управления дальностью включает устройст-
во ввода расчетного значения скорости ракеты, измери-
тель текущей скорости, счетно-решающее устройство,
сравнивающее значение этих скоростей, а также испол-
нительные элементы для выключения двигателя в нуж-
ный момент, который определяется гироприбором, чув-
ствительным к продольным ускорениям! ракеты.

Основной недостаток гироскопических систем состоит
в том, что они реагируют только на вращение корпуса
ракеты, но не учитывают ее поступательного перемеще-
ния (например, сноса).

Ошибка наведения в таких системах накапливается
с течением времени.

Для повышения точности наведения ракет необходи-
мо определять не только угловое положение их корпусов,
но и величины поступательных перемещений в боковом
направлении, а также по высоте.

Эти измерения выполняют инерциальные системы уп-
равления, которые обеспечивают довольно точное управ-
ление РН.

Инерциальные системы управления используются на
многих современных иностранных РН.

Они основаны на измерении ускорений ракеты в инер-
циальной (невращающейся) системе координат, созда-
ваемой гиростабилизированной платформой.

Ускорения, вызванные изменениями движения раке-
ты под воздействием различных внешних сил, измеряют-
32
ся в нескольких направлениях (обычно по осям X, У и
Z), затем по их значениям вычисляются отклонения дви-
жения РН от расчетной траектории. Простейшая инер-
циальная система состоит из системы отсчета (стабили-
зированной платформы), акселерометров, интеграторов
бортового счетно-решающего устройства и часов (рис. 7.).

Рис. 7. Блок-схема инерциальной системы управления

Стабилизированная платформа (она создается с по-
мощью трех гироскопов) обеспечивает ракету ориентиро-
ванной системой отсчета.

Акселерометры обнаруживают и измеряют изменение
ускорения движения по осям X, У и Z; интеграторы по
значениям ускорений определяют величины отклонений;
счетно-решающее устройство переводит эти измерения в
координаты траектории и выдает сигналы управления
для устранения ошибок.

Часы дают отсчет времени для вычисления скорости
РН и ее положения в пространстве.

Точность работы системы зависит от точности исполь-
зуемых гироскопов и акселерометров. При этом опреде-
ляющей считается точность работы акселерометров.

Радиоинерциальные системы представляют собой
комбинацию радиокомандной и инерциальной систем.

В комбинированных системах недостатки каждой из
них частично взаимно компенсируются, а основные пре-
имущества сохраняются.

В частности, применение радиосредств исключает по-
степенное накопление ошибок, свойственных инерциаль-
ным системам, а использование инерциальных средств
позволяет получать точную информацию о движении ра-
кеты на коротких участках полета, малая длительность
которых затрудняет применение радиосредств.

3 И. И. Ануреев	QQ

Наземное оборудование радиоинерци-
альной системы обычно состоит из импульс-
ного радиолокатора наведения, радиолока-
тора, работающего на основе использова-
ния эффекта Доплера и отнесенного от пер-
вого на некоторое расстояние, а также циф-
ровой счетно-решающей машины.

В бортовую аппаратуру в этом случае
входят приемник, ответчик и все элементы
инерциальной системы.

Наземное оборудование
для пусна ракет-
носителей

Под пуском РН понимают ее
взлет с пусковой системы космодрома.

В настоящее время па Земле все увели-
чивается количество этих необычных соору-
жений. К советскому Байконуру, с которого
ушли в небо первые искусственные спутни-
ки Земли и космические корабли, к амери-
канскому космодрому, отправившему к Лу-
не «Аполлоны», прибавились стартовые
площадки на многих континентах.

Эхо стартов сейчас разносится над Са-
харой и Французской Гвианой, в далекой
Австралии и в Китае, в Японии и Антарк-
тиде, в Индии и во льдах Арктики. Соору-
жения для запуска ракет появляются даже
в океане.

Наземный космодром (рис. 8) представ-
ляет собой комплекс специальных сооруже-
ний и земельных участков. На нем осуще-
ствляются сборка, подготовка к пуску и
пуск РН, траекторные измерения их поле-
та, прием и обработка поступающей теле-
метрической информации, с него подаются
команды и т. д.

Основными объектами космодрома яв-
ляются техническая площадка, стартовый
(их может быть несколько) и командно-из-
мерительны й ко м пле ксы.
Оборудование космодрома делится на две группы:
специальное технологическое и общетехническое.

Оборудование первой группы объединяет разнооб-
разные и многочисленные средства транспортировки,
перегрузки, сборки, испытаний, установки РН па пуско-
вую систему, заправки компонентами топлива и сжаты-
ми газами, подготовки к пуску, пуска и управления поле-
том РН.

Оборудование второй группы включает в себя элек-
тросиловое, осветительное, отопительное и другое быто-
вое оборудование, а также системы дистанционного и
автоматического управления.

На космодроме находятся также вспомогательные и
обслуживающие объекты и системы, к которым относят
зону хранения компонентов топлива, различные лабора-
тории, систему энергоснабжения, жилой городок и т. д.

Некоторые космодромы имеют водные пути — каналы
для доставки РН или их ступеней на самоходных баржах
и водные бассейны с причальными стенками для разгруз-
ки и маневра барж.

Обслуживающий персонал космодрома может дости-
гать нескольких тысяч человек.

Техническая площцдка включает комплекс со-
оружений со специальным техническим и общетехниче-
ским оборудованием и земельный участок с подъездными
путями, обеспечивающий прием, хранение и сборку РН
и КА, их испытания и пристыкову КА с РН.

На технической площадке располагаются монтажно-
испытательный корпус (МИК) или здание вертикальной
сборки РН, монтажно-испытательный корпус КА и дру-
гие служебные здания.

С заводов-изготовителей ступени и узлы РН поступа-
ют в МИК на транспортных средствах, имеющих ложе-
менты с захватами и опоры для крепления ступеней и
узлов ракет.

Наиболее мощные РН рекомендуется доставлять вод-
ными путями.

Сборка РН может выполняться тремя способами: го-
ризонтальная сборка в МИК отдельных ступеней и РН в
целом и пристыковка к ней КА; горизонтальная или вер-
тикальная сборка отдельных ступеней РН в МИК, до-
ставка их па стартовую площадку, сборка РН на пуско-
вой системе в вертикальном положении и последующая
36
пристыковка КА; вертикальная сборка отдельных ступе-
ней и сборка всей РН в МИК в вертикальном положении
на верхней части пусковой системы. Каждый из этих
способов сборки РН имеет свои преимущества и недо-
статки. Поэтому при строительстве космодрома выбору
способа сборки РН придается очень большое зна-
чение.

После сборки РН проходит автономные и комплекс-
ные испытания, для чего имеется необходимая контроль-
но-проверочная аппаратура, сосредоточенная в специаль-
ных помещениях и отсеках МИК.

Доступ операторов к люкам и стыкам РН при сборке
и испытаниях обеспечивается с помощью агрегатов об-
служивания, передвижных площадок, подставок и т. п.

Собранная РН с помощью кранов и траверс перекла-
дывается на транспортно-установочный агрегат или тран-
спортно-установочную тележку.

Одновременно со сборкой РН производятся сборка и
испытания КА.

После проверки правильности стыковки и кабельных
связей ракеты-носителя с космическим аппаратом пол-
ностью собранная ракета транспортируется па стартовую
площадку стартового комплекса.

Стартовый комплекс представляет собой сово-
купность специального технологического оборудования,
сооружений с общетехническим оборудованием и подго-
товленных участков земли с подъездными путями, слу-
жащий для доставки РН на стартовую площадку, уста-
новки ее на пусковую систему, испытаний и заправки
топливом.

Основной агрегат стартового комплекса — пусковая
система, обеспечивающая прием, верти кал изацию и удер-
жание РН в положении для пуска, подвод к ней элек-
трических, заправочных, пневматических, дренажных и
других коммуникаций, а также сам пуск ракеты.

Некоторые пусковые системы имеют устройства и
механизмы для наведения РН по направлению (по ази-
муту) .

Основными элементами пусковой системы являются
опорная силовая конструкция, опорные элементы для РН
(пусковой стол), ветровые и штормовые крепления, при-
способления и механизмы для пристыковки к РН и от-
стыковки от нее различных соединений, газоотражатель
и газоходы, средства управления, автоматизации и бло-
кировки.

В качестве опорной силовой конструкции служат
несколько откидных опор или ферм-, на которые устанав-
ливается РН своим нижним или средним опорным поя-
сом.

При взлете эти опоры автоматически отбрасываются
в стороны, что исключает их соударение со стартую-
щей РН.

В состав пусковой системы входят также различные
агрегаты обслуживания: башни и фермы, автовышки,
передвижные агрегаты на базе автопогрузчиков и спе-
циальные кабины.

Агрегаты обеспечивают обслуживающему персоналу
доступ к различным ярусам и подачу приборов и обору-
дования.

Пусковая система размещается в специальном пуско-
вом сооружении, в котором находятся также часть про-
верочно-пускового и испытательного оборудования, неко-
торые элементы заправочных систем, источников элек-
тропитания и т. п.

Пусковые сооружения РН могут быть наземного ис-
полнения и полузаглубленные.

После установки РН на пусковой стол, наведения и
подключения к ней всех наземных коммуникаций произ-
водятся автономные и комплексные испытания с помо-
щью проверочно-пускового оборудования и всех назем-
ных систем. Результаты испытаний записываются теле-
метрическими системами и многоканальными регистра-
торами.

После расшифровки и анализа результатов испыта-
ний РН заправляются топливом, и сжатыми газами.

Весь процесс подготовки к заправке, включая процес-
сы, связанные с хранением компонентов топлива, и сама
заправка осуществляются с помощью систем автомати-
ческого управления технологическими операциями.

Затем агрегаты обслуживания отводятся. Все опера-
ции предстартовой подготовки фиксируются на пульте
пуска набором транспорантов готовностей. После этого
дается команда пуска.

Ключ пуска поворачивается в положение «Пуск», на-
жатием- кнопки «Пуск» включается автоматическая схе-
ма пуска.
При возникновении неисправностей и аварийных си-
туаций происходит «сброс» схемы пуска и возврат ее
элементов в исходное положение.

При несостоявшемся пуске производятся слив из РН
компонентов топлива, нейтрализация ее (обезврежива-
ние при токсичных компонентах), съем с пусковой систе-
мы и транспортировка на техническую площадку.

Командно-измерительный комплекс слу-
жит для траекторных измерений полета РН и КА, пере-
дачи команд на КА по включению программ, заложен-
ных в бортовые исполнительные системы и механизмы,
и других операций, связанных с полетом- РН и КА и
выполняемыми ими задачами.

Для передачи информации используются все возмож-
ные виды связи.

Аппаратура командно-измерительного комплекса
включает радиометрические станции, радиопередающие
и радиоприемные устройства, мощные антенные установ-
ки, телевизионные установки, линии автоматической об-
работки полученных данных, вычислительные машины,
аппаратуру службы единого времени, средства связи,
источники питания и другое оборудование.

Указанная аппаратура комплектуется и в основном
повторяется в ряде измерительных пунктов, один из ко-
торых может быть основным-. Измерительные пункты
обычно располагаются на значительных расстояних один
от другого для обеспечения на наибольших участках ор-
биты или траектории наиболее продолжительной связи
с КА. Все пункты имеют общую службу единого времени
и падежную связь между собой.

Измерительные пункты могут быть размещены на
суше и на море (корабельные пункты). Их расположе-
ние диктуется характером траектории или орбиты КА и
необходимостью в определенный момент времени пере-
давать команды на борт КА.

3.	ОБРАЗЦЫ СОВРЕМЕННЫХ
РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

В пятидесятые годы нашего столетия был при-
обретен необходимый опыт в исследовании космического
пространства, отработаны надежные системы управле-
ния' ракетами и ракетные двигатели, позволившие в сле-
Рис. 9. Ракета-носитель
«Восток»:

/— головная часть: 2—блок
третьей ступени; 3 — двига-
тельная установка; 4 — цент-
ральный блок; 5 — верхний
силовой пояс; 6 — боковой
блок; 7 — низкий силовой
пояс; 8 — воздушный руль;
5 — рулевой двигатель боко-
вого блока: /А—рулевой
двигатель центрального бло-
ка; // — двигательная уста-
новка центрального блока;
12 — двигательная установка
бокового блока

дующем десятилетии осуществить
дерзновенную мечту человека —
полет в космос.

В этот период были созданы
крупнейшие РН, способные вы-
водить многотонные КА на орби-
ты спутников Земли или направ-
лять их к планетам Солнечной
системы.

Надо сказать, что космонав-
тика в эти годы стала одним из
главнейших рычагов научно-тех-
нического прогресса и позволила
начать новый этап в освоении
космоса.

В первые годы освоения кос-
моса лишь две страны — СССР и
США — располагали необходи-
мой техникой для проведения
космических экспериментов.

Затем по мере накопления на-
учных данных и производствен-
ных возможностей в эту группу
стран влились Франция (1965 г.),
Япония (1970 г.) и КНР (1971 г.).

В конце 50-х — начале 60-х
годов в Советском Союзе была
разработана широкая програм-
ма изучения и освоения космиче-
ского пространства и небесных
тел в интересах развития науки
и народного хозяйства. Для ре-
шения этих задач в СССР была
создана серия мощных ракет-но-
сителей.

Среди ракет-ноентелей начала
60-х годов особый интерес пред-
ставляет ракета большой мощно-
сти «Восток».

По своим данным она значи-
тельно превосходила все ракеты-
носители, созданные до 1964 г.
Ее высокие энергетические ха-
рактеристики и большая надежность обеспечили успеш-
ную отработку советских космических систем и полеты
кораблей «Восток» с космонавтами на борту.

Ракета-носитель «Восток» трехступенчатая (рис. 9),
состоит из шести блоков: центрального, четырех боко-
вых и блока третьей ступени.

Первая и вторая ступени выполнены по схеме «па-
кет» и включают центральный и боковые блоки. Третья
ступень устанавливается на центральном блоке.

Боковые блоки расположены симметрично вокруг
центрального и соединены с ним двумя поясами силовых
связей — верхним и нижним, которые имеют механизмы
для отделения боковых блоков в полете после окончания
работы их двигателей.

Каждый блок снабжен самостоятельной двигатель-
. пой установкой, работающей на жидком кислороде и ке-
росине.

Двигательная установка центрального блока многока-
мерная и состоит из четырехкамерного основного двига-
теля и четырех однокамерных рулевых двигателей.

Двигательная установка бокового блока включает в
себя четырехкамерный основной двигатель и два одно-
камерных рулевых двигателя.

В блоке третьей ступени находится однокамерный
двигатель с четырьмя рулевыми соплами. Основные и
рулевые двигатели каждого блока имеют общий турбо-
насосный агрегат.

Космический корабль «Восток» устанавливается на
блоке третьей ступени, под головным обтекателем, кото-
рый защищает его от аэродинамических нагрузок при
полете в плотных слоях атмосферы на участке выведе-
ния.

Общая длина ракеты 38 м, диаметр по воздушным
рулям 10,3 м; длина центрального блока 28 м, его мак-
симальный диаметр 2,95 м; длина бокового блока 19 м.
Длина третьей ступени с космическим' кораблем и голов-
ным обтекателем 10 м. Масса полезного груза, выводи-
мого на орбиту, 4,725 т. Суммарная мощность двигатель-
ных установок ракеты около 20 млн. л. с. *.

На активном участке первой ступени двигатели цен-
трального и боковых блоков работают одновременно.

* В единицах СИ I л. с. ~ 735,499 Вт.
После израсходования топлива боковых блоков произ-
водится выключение двигателей и отделение их от цен-
трального блока.

Двигатель центрального блока продолжает работать
на режиме полной тяги.

После прохождения плотных слоев атмосферы сбра-
сывается головной обтекатель. Спустя некоторое время,
после израсходования топлива центрального блока, осу-
ществляется запуск двигателя третьей ступени и отделе-
ние ее от центрального блока.

Выключение двигателя третьей ступени и подача
команды на отделение космического корабля произво-
дится системой управления при достижении расчетной
скорости, соответствующей выведению корабля на за-
данную орбиту.

Последующая РН космических кораблей «Восход»
была способна выводить на орбиту полезный груз мас-
сой до 6 т.

Двигатели этой ракеты развивали суммарную тягу
650 тс.

К ракетам-носителям большой мощности относится
и многоступенчатая ракета «Протон», которая в 1965—
1966 гг. выводила на орбиту космические научные стан-
ции «Протон» массой 12,2 т (с учетом массы аппаратуры,
расположенной на последней ступени). Высота аногея—
около 630 км, перигея — 190 км.

В ноябре 1968 г. она вывела па орбиту спутник «Про-
тон-4», оборудованный новым уникальным комплексом
научной аппаратуры, позволившим расширить диапазон
исследуемых энергий.

Масса спутника без последней ступени ракеты-носи-
теля составляла около 17 т, масса комплекта научной
аппаратуры — 12,5 т. Орбита спутника имела высоту пе-
ригея 255 км, апогея — 495 км.

Грузоподъемность этой ракеты была намного больше,
чем всех ранее созданных. Суммарная максимальная
полезная мощность двигательных установок превышала
60 млн. л. с.

Ракета была создана на основе последних (по тому
времени) достижений ракетно-космической науки и тех-
ники и отличалась высокими эксплуатационными и энер-
гетическими характеристиками, в основном определяемы-
ми мощными двигателями.
Мощные малогабаритные двигатели с высокими ха-
рактеристиками были построены на основе обеспечения
значительного давления в системах двигателей, высокой
степени полноты сгорания, а также реализации равно-
мерного и равновесного истечения продуктов сгорания
из сопел с большой степенью расширения. Создание ра-
кет-носителей с такими двигателями считается крупным
достижением советского ракетостроения. Успешные стар-
ты ракеты-носителя «Протон» ознаменовали начало но-
вого этапа в изучении и освоении космического простран-
ства, открыли еще большие возможности в исследовании
околоземного и околосолнечного пространства космиче-
скими аппаратами со значительным весом.

Другим представителем ракет-носителей большой
мощности является ракета-носитель, выводящая на орби-
. ты с 1967 г. тяжелые многоместные обитаемые космиче-
ские корабли «Союз» (рис. 10).

Полеты кораблей «Союз» явились важнейшим шагом
на пути дальнейшего освоения и использования космиче-
ского пространства.

Ракета-носитель космических кораблей «Союз» от-
личается высокой надежностью. С целью обеспечения ее
безотказной работы были приняты специальные меры —
дублирование или тройное резервирование наиболее от-
ветственных систем. Все системы и агрегаты РН прошли
длительный цикл наземных испытаний.

Широкое применение в Советском Союзе получила
серия РН «Космос», которые с м>арта 1962 г. используют-
ся для выведения на орбиты искусственных спутников
Земли типа «Космос». Серия включает двух-, трех- и
четырехступенчатые ракеты.

Один из первых вариантов — это двухступенчатая ра-
кета с последовательным расположением ступеней. Об-
щая длина ее 30 м, диаметр 1,65 м.

Первая ступень ракеты снабжена двигателем с тягой
74 тс, который работает на азотнокислотном окислителе
и углеводородном горючем.

Последняя ступень имеет двигатель с тягой И тс,
работающий на жидком кислороде и несимметричном
диметилгидразине.

Спутник размещается на последней ступени под го-
ловным обтекателем, сбрасываемым на участке выведе-
ний после прохождения плотных слоев атмосферы.
Рис. 10. Ракета-носитель космических ко-
раблей «Союз> в момент пуска

В конце участка выведения производится отделение
спутника от последней ступени.

С помощью этой ракеты запущено большое число
спутников различного назначения, служащих для науч-
ных исследований околоземного космического простран-
ства, верхней атмосферы и других задач.

Успехи Советского Союза в освоении космического
пространства произвели громадное впечатление во всем
мире. Это явилось главной причиной, определившей осо-
бые условия в развитии космонавтики, например, в США.
Там создались возможности, при которых производство
ракет-носителей и других видов техники, связанных с
космонавтикой, стало источником огромных прибылей.

Поэтому вполне естественно, что в США начали быст-
ро появляться многочисленные варианты ракет-носите-
лей, искусственных спутников Земли, межпланетных
станций и наземного оборудования, обеспечивающего
космические полеты.

В связи с этим при знакомстве с ракетно-космической
техникой США не следует делать вывод, что многооб-
разие образцов космической техники служит показате-
лем каких-то особых достижений США в области кос-
монавтики.

Не отрицая значительного интереса, который пред-
ставляют различные американские образцы техники, пред-
назначенные для космических исследований, все же не-
обходимо признать тот объективный факт, что все они
являются лишь вариантами решений задач, впервые
поставленных, изученных и практически реализованных
советскими людьми.

Большинство первых американских РН представляет
собой соответствующие модификации боевых баллисти-
ческих ракет дальнего действия, приспособленных для
осуществления тех или иных космических программ.

Ракеты-носители создавались на базе таких ракет,
как «Атлас», «Тор» и «Титан», которые используются в
качестве первых ступеней. В качестве вторых ступеней
служат ракеты «Аджена», «Дельта», «Эйбл», «Центавр»
и др. (рис. 11).

Так, вторая ступень с ракетой «Тор» при стартовой
массе 60 т и тяге первой ступени около 75 тс может вы-
водить в космос полезный груз массой до 0,7 т, а с раке-
той «Атлас» — массой более 2 т.

Представителем ракет-носителей значительной мощ-
ности считается двухступенчатая ракета «Атлас-Цен-
тавр». Ее разработка была начата в 1960 г.

Первой ступенью служит модифицированная двухсту-
пенчатая ракета «Атлас» с упроченной головной частью
и специальным переходником, второй — ракета «Цен-
тавр», в силовой установке которой применены два ЖРД
общей тягой 13,6 тс, работающие на жидких водороде и
кислороде.
Общая Длина ракеты-носителя 36 м, стартовая Масса
136 т; длина «Центавра» 9,1 м, диаметр 3 м, масса в
снаряженном состоянии 15,4 т.

Ракета-носитель рассчитана для запуска полезного
груза массой около 4,5 т на орбиту высотой до 500 км
и сообщения второй космическом скорости грузу массой
несколько более, тонны.

Рис. П. Схемы американских ракет-носи-
телей:

1 — «Атлас-Аджена»; 2 — «Атлас-Центавр»; 3 —
«Титан-2»; 4 — «Сатурн-1»; 5 — «Сатурн-1 В»; б—
«Сатурн-5» с космическим кораблем «Аполлон»

Считается, что ракета способна осуществить запуск
космического аппарата массой 0,6 т на планеты Марс и
Венера.

На базе боевой баллистической ракеты «Титан-2» к
1968 г. в США была разработана серия ракет-носителей
того же наименования.

К ним относятся двухступенчатая РН «Титан-2»,
трехступенчатые «Титан-ЗА» и «Титан-ЗВ» и трехстулен-
чатая с навесными стартовыми РДТТ — «Титап-ЗС».
Первый запуск РН «Титан-2» состоялся в апреле
1964 г. Ракета-носитель «Титан-2» использовалась для
запусков космических кораблей «Джеминай».

Вывод 1 кг массы полезного груза на околоземную
орбиту этой РН оценивался в 2640 долларов.

Считается, что стоимость РН «Титан-2» почти вдвое
превышает стоимость боевой ракеты «Титан-2», что
объясняется установкой более совершенного оборудова-
ния для повышения надежности и обеспечения безопас-
ности полета космонавтов.

Разработка ракеты «Титап-3» в качестве стандарт-
ной РН проводилась в два этапа. Первый предусматри-
вал создание РН «Титан-ЗЛ», представляющей собой
боевую ракету «Титан-2» с дополнительной третьей сту-
пенью. На втором этапе создавалась РН «Титан-ЗС» пу-
• тем установки на ракете «Титан-ЗА» двух стартовых
двигателей на твердом топливе с тягой около 1000 тс
(нулевая ступень).

В процессе отработки этих вариантов был создан тре-
тий, полностью жидкостный вариант РН, получившей
наименование «Титан-ЗВ», в которой первой и второй
ступенями являются усовершенствованные ступени РН
«Титан-2», а в качестве третьей ступени использована
ракета «Аджена-Д» массой 6,8 т.

РН «Титап-ЗВ» могла выводить на орбиту высотой
185 км полезный груз массой 3,9 т, а на низкие полярные
орбиты — до 3,3 т. Стоимость вывода на орбиту 1 кг мас-
сы полезного груза этой ракетой определялась в
1100 долларов.

РН «Титан-ЗС» предназначалась для вывода па орби-
ту различных космических объектов, в том числе малых
орбитальных станций, а также для создания глобальной
системы связи.

В целях повышения общей надежности на РН «Ти-
тан-ЗС» была установлена система обнаружения неис-
. правностей MDS.

Считается, что надежность работы системы MDS
оценивается в 0,9994, а системы РН — КК в 0,9991.

Для запуска РН «Титап-ЗС» на Восточном ракетном
полигоне США (мыс Канаверал) были построены два
стартовых комплекса (рис. 12). В основу проекта ком-
плекса положен принцип ITL (сборка—перемещение—
запуск).
Рис. 12. Ракета-носитель «Титан-ЗС» на стартовой площадке

Полагают, что такой принцип работы стартового ком-
плекса дает возможность производить в год по 60 запус-
ков РН с двух и до 75—100 запусков с трех пусковых
установок.

Руководство запуском осуществляется из центра
управления. В здании вертикальной сборки одновремен-
но могут собираться четыре РН «Титан-ЗС».

Общая стоимость сооружения обоих стартовых ком.-
плексов оценивалась в 600 млн. долларов.

Стоимость изготовления одной РН «Титап-ЗС» со-
ставляла 12,8 млн. долларов, а стоимость вывода 1 кг
массы полезного груза — около 1500 долларов.
Первый запуск РН «Титан-ЗС» состоялся в июне
1965 г.

Для вывода на орбиту малых обитаемых орбиталь-
ных станций предназначался специальный вариант РН
«Титан-ЗМ».

Ра кета-носитель «Титан-ЗМ» несег полезный груз
массой 16,6 т («Титан-ЗС»— 11,3 т).

Это было достигнуто путем снятия с РН системы
обнаружения неисправностей, а также устройств для
контроля и ограничения вектора тяги стартовых РДТТ.
Инерциальная система управления была заменена более
легкой бортовой цифровой системой управления полетом.

Кроме того, па РН «Титан-ЗМ» применили упрощен-
ную систему высотного контроля и провели другие меро-
приятия, позволившие снизить массу конструкций РН.

Помимо рассмотренных РН типа «Титан-ЗС» в США
предполагается создать и другие варианты, предназна-
ченные для запусков полезного груза па низкие около-
земные, синхронные экваториальные орбиты и в межпла-
нетное пространство. К ним относятся ракеты-носители
«Титан-ЗХ», близкие по конструкции к РН «Титан-ЗС».

В зависимости от назначения и массы полезного груза
на РН устанавливаются различные верхние ступени и
стартовые РДТТ.

Так, например, РН «Титан-ЗС» предназначена для
выведения на круговую орбиту высотой 185 км полезного
груза массой до 36 т. По сравнению с РН «Титан-ЗС» на
«Титан-ЗС» предусматривается увеличение диаметров
первой и второй ступеней с 3,05 до 4,6 м, а также числа
ЖРД с двух и одного на первой и второй ступенях до
четырех и двух соответственно. Использование третьей
ступени не предусматривается. В качестве навесных
стартовых РДТТ предполагается применить два семисек-
ционных РДТТ диаметром 4 м (вместо пятисекционных
диаметром 3,05 м).

Разновидностью РН «Титан-ЗХ» является «Титан-ЗС-
Центавр», предназначенная главным образом для ис-
пользования в программе, предусматривающей запуск
КА для исследования планет Солнечной системы.

Запуск первого аппарата по этой программе предпо-
лагается провести в конце 1975 г.

На новой РН впервые применена усовершенствован-
ная верхняя ступень «Центавр» с двумя ЖРД, работаю-
ф И. И, А нуреев	49
щими на жидких кислороде и водороде и рассчитанных
на трехкратное включение.

Общая длина РН 48,3 м, стартовая масса 650 т. Ди-
аметр обтекателя, закрывающего ступень «Центавр» и
КА, 4,3 м..

Ракета рассчитана на вывод полезного груза массой
16 г на геоцентрическую орбиту высотой 180 км или на
сообщение второй космической скорости полезному
грузу массой 5,5 т.

Другой разновидностью ракет-носителей большой
мощности является серия «Сатурн» (рис. 11). Разработ-
ка РН этой серии была связана с решением проблемы
полетов и посадки человека на Луну по программе
«Аполлон».

В 1957 г. в США приступили, к исследованиям по соз-
данию двухступенчатой РН общей тягой 680 тс на осно-
ве связки уже разработанных двигателей, а в 1958 г.
было официально объявлено о начале работ по построй-
ке РН «Сатурн-1», которая впервые была запушена в
1961 г.

РН «Сатурн-1» разрабатывалась в основном в экспе-
риментальных целях, в частности, для изучения проблем,
связанных с созданием ракет для полета человека на
Луну, а также для отработки технологии их производст-
ва и тренировки обслуживающего персонала.

Ракета двухступенчатая (первая ступень имеет обоз-
начение S-1, вторая S-4 или S-4B), ее стартовая мас-
са 524 т, общая длина 56 м, наибольший диаметр 6,6 м,
масса полезного груза 10 т.

В 1961—1962 гг. в США велось активное обсуждение
проектов РН для доставки космонавтов па Луну. Хотя
использование РН «Сатурн-1» для этих целей теорети-
чески было возможно, однако для вывода на низкую
околоземную орбиту отсеков, из которых можно было бы
собрать космический аппарат для полета на Луну, по-
надобилось бы шесть таких ракет.

В то время еще не были осуществлены операции
встречи на орбите и стыковки, и данный вариант был
отклонен как дорогостоящий и проблематичный.

Рассматривались еще два варианта. Один из них —
прямой полет па Луну, причем РН, использующая обыч-
ные химические топлива, имела массу около 5000 т,
50
Предполагалось, что она должна обеспечить выполнение
задачи и возвращение космонавтов на Землю.

Такая РН, названная «Нова», была бы в 40 раз тя-
желее любой из применявшихся тогда американских
ракет. Поэтому указанный проект был отклонен как
весьма далекий от реализации.

Второй вариант, предусматривавший операцию встре-
чи па околоземной орбите, мог быть реализован при по-
мощи РН со стартовой массой около 3000 т.

Национальное управление по аэронавтике и исследо-
ванию космического пространства (НАСА) предпочло
эту РН. О начале ее разработки было объявлено в
1962 г. РН получила название «Сатурн-5».

Учитывая, что создание такой мощной РН займет
много времени, НАСА решило усовершенствовать ракету
«Сатурн-1», с тем чтобы начать отработку КК «Аполлон»
на околоземных орбитах еще до введения в эксплуата-
цию РН «Сатурн-5».

Новая РН была названа «Сатурн-1В». Она имела
суммарную тягу двигателей первой ступени 725 тс.

Первая РН «Сатурн-1 В» была запущена в 1966 г.

При помощи ее было осуществлено несколько поле-
тов КК «Апполон» по околоземным орбитам.

РН «Сатурн-1В» имела стартовую массу 580,7 т, об-
щую длину 65 м, наибольший диаметр 6,6 м, массу по-
лезного груза 15,7 т.

Система управления ракет «Сатурн-1» и «Сатурн-1В»
инерциальная. Она разрабатывалась с учетом решения
ракетами разнообразных задач.

Аппаратура системы управления размещалась глав-
ным образом между второй ступенью и полезным гру-
зом.

РН «Сатурн-5» состояла из шести основных блоков:
первой ступени S-1C, второй ступени S-2, третьей сту-
пени S-4B, приборного отсека, КК «Аполлон» и системы
аварийного спасения (САС) КК на старте. Стартовая
масса ракеты 2880 т, длина 110 м, наибольший диа-
метр 10 м.

Запуск РН «Сатурн-5» осуществлялся с космического
центра на мысе Канаверал. Считается, что с точки зрения
космических полетов этот космодром имеет выгодное
расположение, так как находится близко к экватору, что
делает удобным запуск КА на различные орбиты, ориеп-
тирован на восток, что Дает прирост скорости (VK) около
450 м/с к скорости РН и обеспечивает практически неог-
раниченную возможность приводнения в случае аварии,

Рис. 13. Французские ракеты-носители:

л — «Дкаманг-А»; б — «Диамант-В»; в — <Диамант-ВР-4»

Во Франции разработана серия РН, имеющих общее
название «Диамант» (рис. 13). В 1965 г. РН «Диа-
мант-А» вывела на орбиту первый французский ИСЗ.
Франция стала космической державой.

РН «Диамапт-А» трехступенчатая, с поперечным де-
лением, ее стартовая масса 18,4 т, длина около 19 м.

Другая РН — «Диаман г-В» является более мощной:
ее стартовая масса 24 т, длина несколько более 23,5 м,
максимальный диаметр 1,4 м<.

На первой ступени в качестве топлива (17,5 т) ис-
пользуются четырехокись азота и несимметричный ди-
метилгидразин.

ЖРД ступени развивает тягу на земле 35,2 тс, при
этом удельный импульс равен 217 м/с. В безвоздушном
пространстве тяга ЖРД составляет 41 тс, а удельный
импульс 265 м/с.

В 1972 г. французское правительство выделило
100 млн. франков на разработку модификации РН
«Диамант-ВР-4». Все ступени этой РН французского
производства.

Первая (ЖРД) и третья (РДТТ) ступени остались
те же, что и на РН «Диамант-В», в качестве второй ис-
пользована ступень французской стратегической ракеты
MSBS с РДТТ «Рита-1». Масса нового РДТТ 4 т, тяга
18,3 тс, время работы 56 с. Он короче предыдущего дви-
гателя, в результате чего общая длина РН сократилась
на 1,8 м и составляет 21,35 м.

Считается, что использование РДТТ «Рита-1» позво-
лит выводить при помощи РН «Диамант-ВР-4» на око-
лоземные орбиты высотой 300 и 800 км полезный груз
массой 200 кг (вместо 160 кг, выводимых «Диаман-
том-В») и 90 кг (вместо 50 кг) соответственно. Запуск
новой РН намечен на первую половину 1975 г.

Представляет интерес и космическая программа, раз-
рабатываемая в Японии.

Ведущая роль в проведении космических исследова-
ний там принадлежит комиссии по космическим иссле-
дованиям SAC, институту авиации и космонавтики
ISAS и национальному управлению космических иссле-
дований NASDA. Комиссия SAC осуществляет общее
руководство, институт 1SAS отвечает за научные, а уп-
равление NASDA — за прикладные исследования.

Запуск первого японского ИСЗ массой 23 кг был про-
изведен в 1970 г. четырехступенчатой РН «Ла мб-
да-4С-5», Эта РН оснащена РДТТ, ее длина 16,5 м, диа-
метр 0,74 м, стартовая масса 9,4 т.

Ракеты-носители разрабатываются в Японии под
руководством института ISAS и управления NASDA.
Институт использует твердотопливные ракеты типа М,
а управление ведет разработку новой РН типа N.
Для Запуска исследовательских ИСЗ институт ISAS
применял четырехступенчатые ракеты M-4S, M-4SH и
M-4SS, которые являются модификациями ракеты М-4.
Длина этих ракет изменялась от 23,6 до 25 м, а старто-
вая масса от 39 до 45 т.

Недостатком конструкции ракет М-4 считается отсут-
ствие аппаратуры, которая обеспечивала бы выведение
ИСЗ на орбиту с расчетными параметрами. Вследствие
этого высота орбиты первых японских ИСЗ изменялась
от нескольких сот километров до нескольких тысяч.

Сейчас завершена отработка трехступенчатой РН
М-ЗС (длина 20,3 м, диаметр 1,4 м, стартовая масса око-
ло 41,6 т) с усовершенствованной системой управления. На
второй ступени этой РН управление вектором тяги дви-
гателя осуществляется путем впрыскивания фреона
через одну или несколько форсунок (всего восемь), рас-
положенных по окружности сопла. На третьей ступени
применяется система радиоуправления, а в качестве
рулевых двигателей используются четыре сопла, работа-
ющие на продуктах разложения перекиси водорода.

После выключения двигателя третья ступень вместе
с установленным па ней ИСЗ стабилизируется вращени-
ем вокруг продольной оси. На первых РН серии М-ЗС
система управления обеспечивала жесткое удержание
РН па программной траектории без учета изменений
скорости, вызванных воздействием ветра. Поэтому за-
пуски исследовательских ИСЗ, которые должны выво-
диться па орбиты с большими значениями высоты в
апогее, намечено осуществлять с помощью четырехсту-
пенчатых РН серии M-4SS, оснащенных системой управ-
ления вектором тяги, установленной на двигателях
третьей ступени.

Ракета-носитель M-4S может вывести на круговую
орбиту высотой 500 км полезный груз массой 80 кг, а
ракета-носитель M-4SS — массой 330 кг.

Считается, что в будущем, ракета-носитель M-4SS при
установке на ней пятой ступени позволит запускать КА
массой около 60 кг к планете Марс (по пролетной тра-
ектории).

В соответствии с соглашением, заключенным между
Японией и США в 1969 г., на базе американских РН
«Тор-Дельта» создаются трехступенчатые РН серии N.
Первая и вторая ступени РН — жид-
костные, третья — твердотопливная.

В 1973 г. рассматривались три мо-
дификации РН серии N, на которых в
качестве двигателя первой ступени
предполагается использовать ЖРД
американской ракеты «Тор».

Ракета-носитель N-1 (первая мо-
дификация), разработка которой ве-
дется с 1972 г., имеет стартовую мас-
су 90 т, общая ее длина 33 м, макси-
мальный диаметр корпуса 2,5 м (рис.
14).

Ракета рассчитана на вывод полез-
ного груза массой 100 кг на геоцент-
рическую орбиту.

Первая ступень РН будет произво-
диться японскими фирмами по лицен-
зии. На второй ступени предполагает-
ся использовать ЖРД японской кон-
струкции, который имеет вытеснитель-
ную систему подачи компонентов и
работает на топливе длительного хра-
нения. Третья ступень будет оснащена
РДТТ.

Первый запуск PH N-1 намечалось
осуществить с нового стартового ком-
плекса на о. Танегасима в конце 1974 г.

При этом предполагалось вывести
на геоцентрическую орбиту сразу два
спутника: один экспериментальный, а
другой — для исследования ионосфе-
ры.

Как сообщалось в зарубежной пе-
чати, в 1977 г. при помощи PH N-1
будет осуществлен первый запуск ИСЗ
на геостационарную орбиту. Всего
планируется построить и запустить
пять РН этой модификации.

Работы над двумя последующими
модификациями РН серии N находят-
ся в стадии предварительного проек-
тирования.

Рис. 14. Японская
р акета-носитель
типа N:

1 — РДТТ третьей
ступени; 2 — система
стабилизации враще-
нием; 3 — приборный
отсек; 4 — ЖРД вто-
рой ступени; 5— топ-
ливные баки первой
ступени; 6 — рулевой
двигатель первой сту-
пени; 7 — основной
двигатель первой сту-
пени; 8 — стартовые
двигатели твердого
топлива; 9 — рулевой
двигатель второй сту-
пени; 10 — топливный
бак второй ступени;
// — ИСЗ; 12 — обте-
катель
При этом предполагается довести массу полезного
груза РН до нескольких сот килограммов при выведении
ИСЗ на геостационарную орбиту.

4.	ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ
РАЗВИТИЯ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ

Космические программы стран, располагаю-
щих ракетно-космической техникой, характеризуются
поиском основных направлений исследования космиче-
ского пространства и практического использования кос-
моса в течение ближайших лет.

Очередные задачи определяются не только важно-
стью решения поставленных проблем, но и готовностью
космической техники к их выполнению.

Параллельно с анализом перспектив космических
полетов ведутся проектные и конструкторские разработ-
ки по усовершенствованию РН.

Если прежние конструкции РН создавались для ре-
шения определенных космических задач, то текущую
стадию разработки перспективных РН, как следует из
сообщений зарубежной печати, отличает стремление к
созданию универсальных РН и их отдельных ступеней,
в том числе ступеней многократного использования, при-
годных для выполнения широкого круга различных за-
дач. Таким образом, для современного развития ракетно-
космической техники характерно стремление решать
новые задачи с минимальными затратами сил и средств.

В настоящее время зарубежные специалисты разра-
батывают проекты новых РН, позволяющих выводить
на орбиты значительные полезные грузы.

Так, в США по заказу НАСА фирмой «Боинг» соз-
дается многоцелевая РН большой мощности с навесными
ускорителями (рис. 15). Задача состоит в том, чтобы при
наличии одной основной ступени на криогенном топливе
и применении навесных твердотопливных ускорителей
ракета могла выводить на орбиту полезные грузы значи-
тельно большей массы, чем РН «Сатурн-5», при сохра-
нении той же стартовой массы.

Полагают, что в перспективе массу полезного груза
такой РН можно довести до нескольких сот тонн.

Основным элементом новой РН является централь-
ная ракета (основная ступень) с двигателями на жид-
56
ких кислороде и водороде, на которую навешивается
несколько сбрасываемых в полете ускорителей типа на-
весных РДТТ.

Подобная компоновка не является новшеством. Од-
нако проведенные фирмой «Боинг» исследования, осно-
ванные па последних достижениях в области ракетостро-
ения, дали якобы качественно новые результаты.

Рис. 15. Перспективная ракета-носитель фирмы «Боинг»:
z? — вариант € четырьмя навесными РДТТ; б — вариант с десятью на-
весными РДТТ и тороидальной камерой сгорания двигателя цент-
ральной ракеты

Центральная ракета имеет диаметр около 17,25 м и
длину 37,8 м. Ее стартовая масса 3460 т. Считается, что
без навесных РДТТ она сможет выводить па околозем-
ную орбиту полезный груз массой 227 т.

Количество ускорителей определяется массой выво-
димого на околоземную орбиту полезного груза, при
этом максимальное их число равно десяти.

Тяга двигателя центральной ракеты передается на ее
заднюю юбку, изготовленную в виде шпангоутно-стрин-
герной конструкции и прикреплённую к силовому кольцу,
установленному на баке горючего.

В качестве двигательной установки для такой раке-
ты рекомендуется использовать ЖРД с тороидальной
камерой сгорания и специальным соплом или многока-
мерный ЖРД с соплом, оборудованным центральным
телом.

Бак окислителя вмещает до 2100 т жидкого кислоро-
да, а бак горючего до 352 т жидкого водорода.

Тяга двигателя на уровне моря составляет 3540 тс.

В качестве навесных ускорителей рассматриваются
РДТТ диаметром 6,6 м>. Масса топлива в каждом из них
составляет 1500 т, а тяга на уровне моря—более 2000 тс.

Отделение РДТТ в полете осуществляется с помощью
пиротехнических устройств.

Считается целесообразным в момент старта произво-
дить запуск всех двигателей ракеты-носителя, так как
при этом можно выполнить полную предпусковую под-
готовку центральной ракеты и избежать трудностей, свя-
занных с запуском двигателей на высоте.

Предполагается, что создание подобных ракет не
вызовет принципиально новых конструктивных или тех-
нологических проблем, так как основные их элементы
аналогичны тем, которые были разработаны для «Са-
турн-5».

По мнению зарубежных специалистов, испытатель-
ные и пусковые сооружения для новой РН целесообраз-
но строить на океанском побережье, что позволит
транспортировать ракеты и громоздкое специальное обо-
рудование по воде.

Важным этапом в развитии космической ракетной
техники считается создание летательных аппаратов, спо-
собных стартовать не только с Земли, но и с других
планет.

Работы в этом направлении ведутся довольно успеш-
но, что позволило, например, американским космонавтам
несколько раз побывать на поверхности Луны, старто-
вать с нее и вернуться обратно на Землю.

Стартовали также с Луны и вернулись с образцами
лунного грунта советские космические ракеты «Луна —
Земля» (рис. 16) автоматических станций «Луна-16» и
«Луна-20».
Это были первые в истории освоения космоса авто-
матические старты с другого небесного тела с выведе-
нием автоматов на трассу возвращения к Земле.

Рис. 16. Ракета «Луна—Земля» в момент взлета (схема)

Надо сказать, что старт летательных аппаратов с
других планет и возвращение их на Землю задача очень
сложная, требующая исключительной точности работы
бортовых приборов управления полетом. Специалистами
подсчитано, что отклонение в скорости такого аппарата
всего на один метр в секунду, например, в районе Мар-
са, при его подходе к Земле в лучшем случае обернется
разницей в 100000 км.

Поэтому для благополучного возвращения межпла-
нетного аппарата на Землю считается необходимым тща-
тельно контролировать его траекторию с точностью,
в 10 раз превышающей точность при обычном космиче-
ском полете.

Планы осуществления наиболее сложных космиче-
ских полетов, намечаемых за рубежом на конец 70-х-—
начало 80-х годов, в основном ориентированы на исполь-
зование РН с ядерными ракетными двигателями (ЯРД).

В то время, как для ракетных двигателей на химиче-
ских топливах удельный импульс 450—500 м/с считается
предельным, ЯРД, как полагают зарубежные специа-
листы, уже на первом этапе их применения будут иметь
удельный импульс 800—850 м/с.

Мыслится, что использование ЯРД окажется эффек-
тивным при полетах на околоземных орбитах, освоении
Луны и полетах в пределах Солнечной системы.

В США в настоящее время анализируются характе-
ристики и принципы компоновки ступени с ЯРД, пред-
назначенной для использования в составе РН «Сатурп-5»
(вместо ступени S-4B).

Считается, что преимуществом сочетания ступеней с
ЯРД у РН «Сатурн-5» является возможность резкого
улучшения характеристик РН с относительно низким
уровнем затрат.

Для этих целей американские специалисты с 1965 г.
проводят по программе NERVA испытания ядерных ре-
акторов (ЯР) и прототипов ЯРД, в том числе с выво-
дом на максимальный уровень мощности ЯР.

Зарубежные специалисты полагают, что при успеш-
ном завершении разработки ЯРД практическое их ис-
пользование в РН будет возможно уже в копне 70-х го-
дов.

Существуют также проекты применения при межпла-
нетных полетах на верхних ступенях РН солнечно-элек-
трической двигательной установки, что позволит решать
такие задачи, которые не могут быть обеспечены при
использовании РН с химическими ракетными двигателя-
ми. Особенно это касается полетов, в ходе которых пе-
60
обходимо несколько раз включать двигательную установ-
ку для изменения траектории после выхода из сферы
земного притяжения. К ним относятся полеты к коме-
там, Меркурию, Солнцу и за пределы Солнечной си-
стемы.

В. зарубежной печати сообщалось, что достижения в
разработке легких солнечных энергетических установок,
электроракетных двигателей (ЭРД) и систем преобразо-
вания напряжения подтверждают возможность их соз-
дания на базе уже существующей технологии.

За последние годы запуски КА стали более частыми
и, следовательно, значительно возросли затраты на кос-
мические исследования. Принимая во внимание, что
средства доставки полезных грузов на орбиты поглоща-
ют большую часть затрат, выделяемых на осуществле-
ние космических программ, специалисты в области кос-
монавтики стали изыскивать способы возвращения на
Землю не только КА, но и ступеней РН для повторного
использования. По их мнению, это позволит снизить
расходы на полеты в космос в несколько раз.

Проблема возвращения ступеней РН может быть
решена несколькими путями.

Например, существует проект, предусматривающий
оснащение ракеты крыльями. При этом возможен как
вертикальный, так и горизонтальный старт.

Для этого, как считают зарубежные специалисты,
ступени ракеты с крыльями должны обладать почти те-
ми же летными и эксплуатационными характеристиками,
что и высотные скоростные самолеты, а размах крыльев
и длина корпуса первой ступени должны быть такие же,
как у самолета-бомбардировщика.

Считается, что применение крылатых систем выведе-
ния не только резко повысит экономичность доставки
грузов на околоземные орбиты, но и позволит избавить-
ся от многих других недостатков, присущих РН одно-
кратного использования.

Известно, например, что для разгона обычной РН
необходима тяга двигателей примерно в 1,4 больше ее
массы'. А для крылатого летательного аппарата вполне
достаточно, если его тяга составляет 0,5—0,7 стартовой
массы*. В этом случае масса аппарата уравновешивается
не только тягой, но и подъемной силон крыла.
Кроме того, за счет высокого аэродинамического ка-
чества * можно в некоторой мере снизить лобовое со-
противление.

Если же требуется меньшая тяга, значит, нужен
меньший запас топлива для разгона.

Считается также, что при горизонтальном старте ап-
парата пусковое устройство будет менее сложным. До-
статочно будет такого же аэродрома, что и для посадки
самолета.

В настоящее время на околоземных орбитах нахо-
дится большое количество космических объектов. Из них
основную массу составляют последние ступени РН.
С этим, обстоятельством нельзя не считаться при запус-
ках обитаемых космических объектов, так как возможна
вероятность столкновения с ними.

Последние ступени РП не могут долго существовать.
Постепенно скорость их снижается за счет сопротивле-
ния разреженных слоев атмосферы, и с каждым витком
они все глубже погружаются в атмосферу.

В конце концов последние ступени входят в плотные
слои атмосферы и здесь быстро переходят на довольно
крутые траектории падения. Проходя сквозь плотные
слои атмосферы, они сильно разогреваются и частично
разрушаются. Обшивка и конструктивные элементы ба-
ков сгорают, а камеры и агрегаты ракетных двигателей,
рассчитанные на более высокие температуры, продолжа-
ют движение.

В последнее время были отмечены случаи, когда об-
ломки последних ступеней падали на землю. Пока это
обходилось без серьезных последствий. Однако с увели-
чением числа запусков и массы ступеней опасность, безу-
словно, будет возрастать.

Одним из серьезнейших недостатков современных РН
считается также необходимость выделения для падаю-
щих отработанных ступеней специальных территорий —
полигонов (зон отчуждения), свободных от населения и
сооружений. В связи с этим приходится ограничивать
направления или, как принято говорить, азимуты пуска.

* Аэродинамическое качество определяется отно-
шением аэродинамической подъемной силы к силе лобового сопро-
тивления. У сверхзвуковых истребителей эта величина достигает
G 8, у бомбардировщиков 10—12 и пассажирских самолетов 14—18.
Для обеспечения неазимутальных пусков, например,
двухступенчатых РН пришлось бы выделить для падаю-
щих ступеней две кольцевые полосы диаметрами 1000 и
4000 км и шириной 100—200 км.

Для крылатых космических систем выведения такие
полигоны не требуются.

Крылатые системы выведения обладают еще одним
важным достоинством — способностью к широкому и эф-
фективному маневру на всех стадиях полета: при выве-
дении, в орбитальном полете и при возвращении. Это
обеспечивает наискорейший выход в заданную точку око-
лоземного пространства и быстрое возвращение всех эле-
ментов системы на базу.

В конечном счете, как считают зарубежные специа-
листы, крылатые ракеты многократного использования
обеспечат высокую оперативность и, следовательно, зна-
чительную экономию средств.

Полагают также, что крылатые космические системы
выведения имеют более высокие, чем ракетно-космиче-
ские системы, надежность и безопасность полета па всех
его участках.

Современный этап развития науки и техники позволил
вплотную подойти к проектам ракет-носителей много-
кратного использования.

В зарубежной печати такие РН называются по-раз-
ному: ракеты многократного использования, космолеты,
разгонщики, воздушно-космические системы, транспорт-
ные космические корабли, космические транспортные ко-
рабли и т. п. Суть же остается одна — многократное
использование ступеней и полезных грузов в процессе
выполнения космических программ. В данной книге при-
меняется в основном одно из первоначальных названий
таких РН — ракеты многократного использования; встре-
чается также название — транспортные космические ко-
рабли (ТКК).

Сочетание — ТКК, полезный груз, пусковое и кон-
трольно-измерительное оборудование — зарубежные спе-
циалисты объединяют в единое понятие — транспортная
космическая система (ТКС).
ГНИ II

РАКЕТЫ МНОГОКРАТНОГО
ИСПОЛЬЗОВАНИЯ,
ОСОБЕННОСТИ ИХ УСТРОЙСТВА
И ПОЛЕТА

1.	НЕКОТОРЫЕ ЭКОНОМИЧЕСКИЕ
ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ РАКЕТ
МНОГОКРАТНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

Зарубежные специалисты в области космонав-
тики считают, что ракеты многократного использования
будут представлять собой транспортные космические ко-
рабли (ТКК) различных конструкций, предназначенные
для вывода полезного груза па околоземные орбиты (до
500 км) и возвращения его на Землю.

При оценке экономии средств, которую можно полу-
чить в результате применения ТКК, специалистам прихо-
дится сталкиваться с трудностями, обусловленными
прежде всего неопределенностью исходных данных, кото-
рые берутся за основу при проведении расчетов.

В одном из первых экономических исследований, про-
веденных в США, изучалось восемь схем ТКК, предназ-
наченных для транспортно-космических перевозок за пе-
риод вплоть до 1990 г. И только одна из этих схем, по
которой ежегодное количество рейсов втрое превышает
количество запусков, проводимых ежегодно НАСА, мог-
ла дать к 1990 г. экономию в 2,8 млрд, долларов. Спе-
циалисты пришли к выводу, что программу разработки
ТКК нелегко будет оправдать исходя только из сообра-
жений экономической выгоды и что потребуются какие-
то другие критерии.

Считалось, что проще оценить ту экономию средств,
которую можно было бы получить в прошлом, если бы
вместо РН однократного использования применялись
многоразовые РН. В этом случае фактические затраты
на запуски ИСЗ с помощью обычных РН известны, а
ожидаемые затраты на запуски этих же ИСЗ с помо-
щью ракет многократного использования, по мнению спе-
циалистов, можно подсчитать достаточно просто.

В зарубежной печати приводился график (рис. 17),
показывающий сравнительную оценку суммарных затрат
64
при условии, что новые носители начали применяться с
1960 г. Кривые построены на основе фактических данных
о запусках IIC3 на геоцентрические орбиты малой высоты,
произведенных НАСА и министерством обороны США.

Кривая 2 построена с учетом возможности возвраще-
ния на Землю ИСЗ для осмотра и ремонта.

затрат на запуски космических аппаратов в США.
в период 1960—1970 гг.:

I — при помощи обычных ракет-носителей; 2 — при помощи
ракет-носителей многократного использования

Из графика видно, что использование новых носите-
лей позволило бы сэкономить к 1970 г. около 11 млрд,
долларов.

По заказу НАСА одна из фирм произвела расчеты
общей стоимости ТКК, результаты которых были опуб-
ликованы в 1971 г. Было проанализировано соотношение
между первоначальными затратами на разработку и из-
готовление парка ТКК и дополнительными затратами на
повторный рейс ТКК (запуск РН). Для этого был по-
строен специальный график (рис. 18). По оси абсцисс
откладывались дополнительные затраты на повторный
рейс ТКК или запуск РН, а по оси ординат — первона-
чальные затраты в ценах 1970 г.

Угол наклона прямой определялся величиной учетно-
го процента * на капитал и для рассматриваемого слу-

* Получение учетного процента составляет для капиталистиче-
ского банка цель учетной операции, так как за этот счет образует-
ся его доход.

5 И. И, Ану реев

65
Рис. 18. Схема соотношений между
первоначальными затратами па раз-
работку и создание парка ТКК и
дополнительными затратами на пов-
торный рейс ТКК:

I — ТКК с обеими ступенями многократ-
ного использования; II—ТКК с частич-
ным использованием элементов существу-
ющих ракет-носителей; Ill— ракеты-носи-
тели однократного использования; IV —
перспективные экономичные ТКК

чая принимался рав-
ным 10%. При этом
считалось: чем больше
величина учетного про-
цента, тем меньше пер-
воначальные затраты
на разработку и созда-
ние парка ТКК и тем
труднее создать ТКК,
обеспечивающий эко-
номию средств.

Наклонная линия
графика разделяет его
поле на две части: под
линией размещаются
экономически выгод-
ные, а над нею - - эко-
номически невыгодные

проекты.

Точка III соответст-
вует применению РН
однократного исполь-

Рис. 19. График зависимости
затрат от количества запусков
в год:

1 — ракет-носителей многократного
использования; 2— ракет-носи тетей
однократного использования

зования в 80-х годах. Из
графика видно, что на раз-
работку таких РН потребу-
ется около 1,5 млрд, долла-
ров, а средняя стоимость
пуска одной РН составит
около 13,1 млн. долларов
(изменяется для разных
РН).

Для разработки и созда-
ния парка ТКК с обеими
ступенями многократного
использования требуется
12,8 млрд, долларов, допол-
нительные же затраты на
повторный рейс ТКК оцени-

ваются в 4,6 млн. долларов.

В случае если средств на
разработку и создание*пар-
ка ТКК будет недостаточно,
можно использовать проме-
му точный вариант ТКК (II), часть элементов которого
имеет ограниченный ресурс (меньше общего ресурса ор-
битальной ступени). Это приведет к увеличению допол-
нительных затрат па повторный рейс ТКК.

Приводился также график зависимости годовых зат-
рат па запуск ИСЗ от количества рейсов ТКК (рис. 19).
Он позволял оценить преимущества ТКК многократного
использования по сравнению с обычными РН.

Рис. 20. График зависимости затрат на одип
рейс ТКК от количества запусков в течение
одного года:

1 — средние эксплуатационные расходы; 2— дополнитель-
ные затраты на подготовку к повторному рейсу

Экономия определялась разницей затрат на осуществ-
ление заданного числа запусков или разницей количест-
ва запусков, которые можно произвести при заданном
уровне ассигнований.

Например, при 55 запусках в год при использовании
ТКК может быть получена экономия 2 млрд, долларов.
Нели будут утверждены ассигнования в сумме 3 млрд,
долларов на год, то применение ТКК позволит увели-*
лить количество запусков с 55 до 92.

Для анализа затрат на одип рейс ТКК были построе-
ны графики, приведенные на рис. 20. Они показывают,
что дополнительные затраты на подготовку ТКК к пов-
торному рейсу практически не зависят от количества
рейсов в течение года и составляют около 4,6 млн. дол-
ларов. Что же касается средних эксплуатационных рас-
ходов на один рейс, то с повышением интенсивности по-
летов они уменьшаются.
Специалистами был проведен также детальный ана-
лиз 25 вариантов программы запусков на 1978—1990 гг.
Варианты отличались один от другого количеством за-
пусков.

Исследования показали, что применение ТКК с двумя
ступенями многократного использования экономически
оправдает себя при суммарном количестве полетов бо-
лее 500 и экономический эффект будет увеличиваться по
мере роста интенсивности запусков.

Подсчитывались также затраты на разработку, изго-
товление и эксплуатацию ТКК и ИСЗ в период 1971—
1990 финансовых годов. Расчеты производились в двух
вариантах.

По первому варианту, предполагающему осуществле-
ние в течение 1978—1990 гг. 736 запусков (в среднем
57 запусков в год), ТКК обеспечивали экономию
14,1 млрд, долларов по сравнению с существующими РН
и 10,8 млрд, долларов по сравнению с перспективными
РН.

Главным источником экономии являлось снижение
расходов на ИСЗ, что, по расчетам специалистов, позво-
лит значительно перекрыть затраты на ТКК-

Сравнительная экономическая оценка ТКК и РН од-
нократного использования проводилась в 1970 г. и по
линии министерства обороны США.

При этом принималось, что частота рейсов составляет
в среднем в год нс более 20, в полетах участвуют долго-
живущие универсальные объекты и ТКК, который выво-
дит по четыре различных ИСЗ за один рейс.

Из однократных РН рассматривались только средние
и большие ракеты типа «Титан-ЗВ» и «Титан-ЗС». Рас-
ходы на ТКК определялись согласно оценкам НАСА
(полная стоимость создания ТКК 7 млрд, долларов, сто-
имость одного рейса 5 млн. долларов), а стоимость РН
и значение массы ИСЗ выбирались по данным НАСА и
министерства обороны.

В расчетах принималось, что за год выводится восемь
средних и четыре тяжелых ИСЗ на орбиты малой высо-
ты, а также четыре ИСЗ па стационарную орбиту.

В результате исследований было установлено, что
применение ТКК позволит снизить удельную стоимость
ИСЗ па 60%:

Было также определено, что при использовании обыч-
них РИ полная стоимость ИСЗ за 10 лет составит око-
lo 9,6 млрд, долларов, а расходы на запуски—1,82 млрд,
долларов, т. е. общие расходы составят 11,42 млрд, дол-
|.|ров. Применение же ТКК потребует только 5,03 млрд,
.долларов.

Отсюда видно, что использование ТКК дает за 10 лет
жономию на запусках ИСЗ около 6,4 млрд, долларов.

Надо сказать, что некоторые специалисты США до-
вольно скептически отнеслись к этим расчетам, считая,
что в них допущен ряд ошибок и что расходы на выпол-
нение космических программ с использованием ТКК при-
ведут к значительному увеличению затрат на запуски
ИСЗ.

Помимо экономических исследований в США в
1971 г. был проведен анализ влияния надежности ИСЗ
и частоты полетов ТКК на общую стоимость выполнения
космической программы.

Под надежностью понималась длительность рабочего
периода ИСЗ, т. е. средняя продолжительность (в меся-
цах) работы аппаратуры и оборудования ИСЗ от момен-
та их включения до выключения в связи с возникновени-
ем неисправности. Принималось, что, чем больше
длительность рабочего периода, тем выше надежность.

В настоящее время, когда ремонт ИСЗ на орбите
еще невозможен, длительность рабочего периода равна
сроку службы ИСЗ.

Считается, что использование ТКК позволит устра-
нять на орбите неисправности, возникшие на борту ИСЗ.
В результате за время эксплуатации аппаратура и обо-
рудование ИСЗ будут включаться неоднократно и срок
его службы будет состоять из нескольких рабочих и не-
рабочих периодов (нескольких циклов).

Под длительностью нерабочего периода ИСЗ пони-
мают отрезок времени (в месяцах) от момента выклю-
чения аппаратуры и оборудования спутника в связи с
возникновением неисправности до момента повторного
включения после устранения неисправности.

При проведении исследований специалисты НАСА
принимали, что стоимость ИСЗ изменяется в зависимости
от ого надежности по закону
где Сл — стоимость ИСЗ при расчетной длительности
рабочего периода, составляющего А месяцев;

С12 — стоимость ИСЗ при расчетной длительности
рабочего периода за 12 месяцев;

В — показатель степени, характеризующий зависи-
мость стоимости от длительности рабочего пе-
риода. Он представляет собой независимую
переменную, которой в расчетах придавались
значения: 0,75, 1 и 1,25.

Считается, что приведенная зависимость позволяет
определить экономический эффект, получаемый при ис-
пользовании ТКК.

Одип рейс ТКК позволяет увеличить расчетную дли-
тельность рабочих периодов ИСЗ практически в два ра-
за. Если с помощью рассмотренного выражения опреде-
лить дополнительные затраты, необходимые для увели-
чения расчетной длительности рабочего периода в два
раза, и сравнить их с дополнительными затратами на
подготовку к повторному рейсу ТКК, то разница между
ними и составит экономию, получаемую при применении
ТКК.

В процессе исследований оценивался также суммар-
ный экономический эффект, который даст использование
ТКК в течение 15-летнего периода. Было установлено,
что ТКК и в этом случае остается экономически выгод-
ным средством космических транспортных перевозок.

В начале 70-х годов в США проводились также иссле-
дования по выбору параметров ТКК с учетом экономиче-
ских факторов.

В частности, фирма «Боинг» занималась сравнитель-
ной экономической оценкой ТКК и РН однократного
использования с целью выбора некоторых параметров
ТКК.

Расчеты выполнялись при помощи цифровых вычис-
лительных машин (ЦВМ), исходными данными при этом
служили модели транспортных перевозок, разработанные
для НАСА и министерства обороны.

Причем модели транспортных перевозок просчитыва-
лись для случаев применения РН однократного исполь-
зования, ТКК и межорбитальных транспортных аппара-
тов, служащих для перемещения грузов с низких около-
земных орбит на более высокие околоземные, а также
70
на селеноцентрические и гелиоцентрические орбиты И
обратно.

На основании проведенных расчетов были определе-
ны следующие рекомендации.

Наиболее выгодны ТКК с грузовым отсеком диамет-
ром 4,6 и длиной 18,3 м при массе полезного груза
27—32 т.

Повторное использование полезного груза является
основным источником экономии, получаемой при эксплу-
атации ТКК.

Примерно 60% экономии достигается за счет приме-
нения межорбитального транспортного аппарата, масса
которого не превышает 29,5 т.

ТКК могут заменить собой все РН однократного ис-
пользования при условии, что затраты па подготовку
ГКК к повторному рейсу пе превышают 6 млрд, долла-
ров. Считается, что, несмотря на затраты на повторный
рейс, будет обеспечена прибыль, достаточная для покры-
тия первоначальных расходов на исследования, разра-
ботку, изготовление и испытания ТКК при значении учет-
ного процента, равном! 10.

Специалисты США предложили несколько критериев
для экономической оценки надежности элементов ТКК.

Один из них может быть использован на ранней ста-
дии разработки, когда значения параметров ТКК еще
полностью не определены. Этот критерий предполагает,
чго снижение затрат путем резервирования отдельных
элементов ТКК, которое приводит к повышению надеж-
ности, должно превышать затраты на резервные узлы и
затраты, связанные с увеличением массы ТКК-

Так, принималось, что установка резервного узла сни-
жает вероятность прекращения полета ТКК на величи-
ну А/?, тогда экономию можно определить как произве-
дение

AR • N - Си,

где N — количество полетов ТКК;

Сп — стоимость одного полета ТКК.

Увеличение затрат вычислялось по формуле

Мд* См + П • Сд,

где Л1д — масса резервного груза;
См — стоимость вывода на орбиту единицы массы
ТКК;

П — численность парка ТКК;

Сд — стоимость резервного узла.

В итоге было принято, что критерий экономичности
определяется неравенством

&R • N ' Са>Мл-Си + П • Сд.

Если при расчетах указанное неравенство не было
соблюдено, то считалось, что установка резервного узла
(блока) на ТКК экономически неоправданна.

Например, на ТКК установлено два блока электрон-
ной аппаратуры. Каждый блок имеет массу /Ид=3,54 кг
и стоимость его Сд= 12 000 долларов.

Предположим, что при установке третьего блока ве-
роятность прекращения полета ТКК снижается на
Д7?=0,00201. Парк ТКК насчитывает /7=5 единиц, кото-
рые должны совершить в ходе выполнения программы
jV=445 полетов при затратах на один полет
Сп=5 000 000 долларов. Вывод на орбиту 1 кг массы ТКК
составляет См=87 750 долларов.

Подставив эти значения в неравенство, получим

0,00201 - 445 • 5000000>3,54 • 87750 + 5 • 12000,
или 4450000 долларов> 372000 долларов.

Из примера видно, что неравенство соблюдается и,
следовательно, экономически целесообразно установить
третий блок электронной аппаратуры.

Теперь допустим, что при установке четвертого блока
вероятность прекращения полета снижается только на
AR=0,000001.

Тогда Д/? • /V • Сп = 2200 долларов, а Мл • См+77 • Сд=
= 372000 долларов, т. е. неравенство не соблюдается и,
значит, установка четвертого электронного блока неоп-
равданна.

На более поздних этапах разработки, когда значения
параметров ТКК уже установлены, использовался дру-
гой критерий. Принималось, что масса полезного груза,
который может вывести ТКК на орбиту, равна Л4Р. Од-
нако в действительности ТКК может выводить меньший
груз — массой А1ф, так как вероятность R выхода ТКК
на расчетную орбиту не равна единице. Тогда
Считалось, что, если в результате установки дополни-
гсльного узла возрастает вероятность Я, это должно обе-
спечить увеличение массы Л4ф, несмотря на снижение
Мр, вызванное увеличением массы конструкции ТКК,
т. с.

(R 4- ДЯ) (Мр — ДМР) > Я • мр
или

AR дм

R Мр • ДМр

Принимая во внимание, что Я = 1, а AAfp мало по
сравнению с Мр, полученное выражение можно записать
в виде

ДЯ

дм

Мр*

Отсюда делался вывод, что установка дополнитель-
ных узлов на ТКК экономически оправданна только в
тех случаях, когда относительное снижение расчетной
массы полезного груза I-—-) меньше, чем увеличе-
ние вероятности выхода ТКК на расчетную орбиту.

На основе проведенного анализа зарубежные специа-
листы пришли к мнению, что создание систем многократ-
ного использования для вывода полезного груза па ор-
биты экономически оправданно и что эти системы позво-
лят в будущем значительно сократить затраты на осу-
ществление космических программ.

Эксплуатацию ТКК в США предполагается начать в
конце 70-х — начале 80-х годов.

2.	НАЧАЛЬНЫЕ ЭТАПЫ РАБОТ

ПО СОЗДАНИЮ РАКЕТ

МНОГОКРАТНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ В США

Исследовательские работы по созданию ТКК
в США были начаты еще в 1961 г. Программой НАСА по
разработке ТКК предусматривались четыре этапа.

Первый (этап А) — проведение предварительных ис-
следований.

Второй (этап В) — выполнение комплексных иссле-
дований предварительных проектов ТКК и эскизное про-
ектирование выбранной схемы для дальнейших исследо-
ваний оптимального варианта.

В период третьего этапа (этап С) намечался выбор
окончательного проекта ТКК.

Четвертый этап (этап Д) предусматривал разработ-
ку, изготовление и летные испытания ТКК с последую-
щим вводом его в эксплуатацию. Этот этап планировал-
ся на конец 70-х годов.

Исследования по первому этапу были закончены
авиационно-космическими фирмами к сентябрю 1969 г.
Специалистами изучались схемы, состоящие из различ-
ных комбинаций элементов однократного и многократ-
ного использования.

По одному из проектов ТКК представлял собой кос-
мический летательный аппарат многократного использо-
вания, выводимый на орбиту многоступенчатой РН. Эта
схема рассматривалась при проектировании космических
кораблей «Меркурий», «Джеминай» и «Аполлон».

Считается, что данные исследования способствовали
разработке принципов создания ТКК, однако от вопло-
щения этой схемы в жизнь отказались из-за высокой
стоимости (25—40 млн. долларов) РН, которая могла
быть использована только один раз.

Другим проектом предполагалось создание ТКК с
разгонной ступенью однократного и орбитальной сту-
пенью многократного использования. При этом рассмат-
ривалась схема с размещением почти всей дорогостоя-
щей аппаратуры системы управления ТКК на орбиталь-
ной ступени, что, по мнению специалистов, снижало за-
траты на запуск ТКК. Однако при таком варианте ТКК
снижались запасы топлива, необходимые для осущест-
вления маневров орбитальной ступени.

Эта схема ТКК также не была принята из-за рысокой
стоимости запуска, обусловленной однократным исполь-
зованием разгонной ступени.

Рассматривался проект ТКК с разгонной ступенью
многократного и орбитальной ступенью однократного ис-
пользования.

Полагали, что подобная схема легко технически реа-
лизуется, так как движение разгонной ступени в атмос-
фере происходит при относительно невысоких скоростях
и, следовательно, не вызывает сильного аэродинамиче-
ского нагрева. Однако, по расчетам американских спе-
74
цналистов, стоимость запуска получалась высокой вслед-
ствие однократного использования орбитальной ступени.

Изучались также проекты ТКК с разгонной и орби-
тальной ступенями многократного использования
(рис. 21).

Рис. 21. Некоторые схемы ТКК многократного использования:
/, 2 — ТКК со сбрасываемыми баками и возвращающейся основной сту-
пенью; 3— трехэлементная схема ТКК с параллельным расположением
ступеней; 4, 5 — двухступенчатые двухэлементные схемы с параллельным
расположением ступеней; 6 — ТКК с несущим корпусом (первая ступень
в 5,5 раза больше орбитальной ступени; здесь при старте работает только
силовая установка первой ступени)

Применение этих схем считалось наиболее целесооб-
разным при большом числе полетов, но они требовали
значительных первоначальных затрат.

Наряду с проектами ТКК исследовались и вопросы
пх старта.

На первом этапе этих исследований считалось, что
вертикальный старт из-за аэродинамической неустойчи-
вости системы в начале движения для пилотируемых
ТКК многократного использования неприемлем, так как
отказ двигателя или системы управления при этих усло-
виях может привести к катастрофическим, последствиям.

Поэтому рассматривался горизонтальный ракетный
старт самолетного типа.

Но для такого взлета ТКК необходимо крыло с очень
большой площадью в плане, использование которого на
разгонной ступени чрезвычайно усложнило бы ее конст-
рукцию и ухудшило бы энергетические характеристики.

Для решения этой проблемы предполагалось исполь-
зовать ракетную тележку для горизонтального запуска
и применить воздушно-ракетный двигатель (ВРД) для
уменьшения стартовой массы.

По мнению специалистов, ракетные тележки в прин-
ципе могли повысить энергетическую эффективность си-
стемы, однако проектирование, изготовление, обслужи-
вание и ремонт таких больших и сложных устройств в
свою очередь явилось бы довольно сложной проблемой.
Что касается ВРД, то мыслилось использование таких
двигателей с очень высокой удельной тягой.

Однако на современном этапе развития техники ТКК
с ВРД оказались слишком дорогостоящими и громоздки-
ми, так как для ВРД требуются сложные и тяжелые
гиперзвуковые воздухозаборники и сопла.

Такие ТКК должны продолжительное время лететь
в плотных слоях атмосферы па большой скорости (Л1=5)
в условиях сильного аэродинамического нагрева.

В этот же период изучались и методы вертикального
старта мощных РН, предназначенных для вывода на
орбиты космических кораблей. Со временем стало оче-
видным, что как вертикальный, так и горизонтальный
старт обеспечивают примерно одинаковую безопасность.

Проанализировав представленные проекты, НАСА
признала целесообразным исследовать полностью сохра-
няемый ТКК с параллельным расположением носителя
и орбитальной ступени, снабженных прямым крылом.

Считалось, что такой ТКК входит в атмосферу при
больших углах атаки *. Это обеспечивает интенсивное за-
медление на больших высотах при входе в атмосферу и
уменьшает время воздействия аэродинамического на-
грева.

Принципиальная схема ТКК с размещением основной
и вспомогательных силовых установок на Носителе и ор-
битальной ступени приведена на рис. 22.

Согласно проекту носитель отделяется от орбиталь-
ной ступени на высоте до 70 км при скорости 2,9—3,2 км/с,
снижается при большом угле атаки а (до 60 ), перехо-

* У го л атаки — угол наклона хорды профиля крыла к на-
правлению скорости его движения (на самолете) или к направле-
нию скорости движения воздуха (в аэродинамической трубе).
диг на режим полета при малом угле атаки (10—15") и
совершает посадку в задан ном районе.

Орбитальная же ступень после отделения от носите-
ля с использованием основной силовой установки выхо-
дит на расчетную орбиту, стыкуется с орбитальной стан-
цией и передает на нее доставленные грузы, а затем

ванная с

пень-носитель

Рис. 22. Принципиальная схема ТКК с размещением основной и
вспомогательных силовых установок:

/--вспомогательные ЖРД орбитальной ступени для маневрирования на ор-
бите; 2—основной ЖРД орбитальной ступени; 3— основные ЖРД первой
(разгонной) ступени; 4 — ВРД ступеней, используемые при посадке; 5 —ЖРД
ориентации ступеней

Орбитальная ступень

принимает грузы для возвращения на Землю, отделяет-
ся от станции и сходит с орбиты. Вход ее в атмосферу
осуществляется также при большом угле атаки с после-
дующим переходом на полет при малом угле атаки и
посадкой в заданном районе.

После соответствующего восстановительного ремонта
носитель и орбитальная ступень подготавливаются к оче-
редному полету.

На основе анализа проектов, разработанных в рам-
ках первого этапа, НАСА составило технические требо-
вания для предполагаемого ТКК-

Мыслилось, что ТКК должен быть двухступенчатый
с параллельным расположением носителя и орбитальной
ступени, рассчитанных на 100 полетов в течение 10 лет.

Старт предполагался вертикальный, носитель отде-
ляется от орбитальной ступени на высоте около
60—70 км при скорости приблизительно 3 км/с. Посадка
ступеней горизонтальная.
Стартовая масса ТКК около 1600 т, масса полезного
груза около 11,4 т.

Считалось, что полезный груз, размещаемый в грузо-
вом отсеке, будет выводиться на геоцентрическую орбиту
высотой 500 км, с углом наклонения к экватору 55 .

Основная силовая установка носителя предполага-
лась состоящей из 12 ЖРД с тягой по 182 тс па уровне
моря, работающих на жидких водороде и кислороде, а

А А '

Рис. 23. Компоновочная схема орбитальной ступени:

/ — посадочный ТРД; 2—кабина экипажа; 5 —кабина пассажи-
ров; 4 — баки с газом для реактивной системы управления;

5 — перевозимый груз; 6 — топливо, расходуемое на орбите; 7 —
вспомогательный и основной двигатели; 5 — шасси; 9—топлив-
ные баки для основных двигателей; /0 —система наведения,
электронное оборудование» источники электропитания н т, д.

основная силовая установка орбитальной ступени — из
двух аналогичных ЖРД, развивающих тягу 215 тс в
вакууме.

Носитель и орбитальная ступень должны иметь вспо-
могательные силовые установки для системы ориента-
ции и захода на посадку. Кроме того, па орбитальной
ступени (рис. 23) мыслилась вспомогательная силовая
установка для выполнения маневра па орбите.

Члены экипажа (два человека) и 10 пассажиров
должны быть без скафандров.

Максимально допустимая перегрузка не должна пре-
вышать трех единиц.

Предусматривалось также максимальное использо-
вание па носителе и орбитальной ступени идентичных
систем и оборудования.

Интервал между двумя запусками ТКК предполагал-
ся 15 суток, из них 7 суток—на полет по маршруту
78
Земля — низкая геоцентрическая орбита — Земля и
8 суток — на проведение ремонтно-восстановительных
работ и подготовку к очередному запуску.

Проектные исследования в рамках второго этапа бы-
ли рассчитаны на один год. Они выполнялись нескольки-
ми группами фирм, объединившихся для получения
контракта НАСА на разработку ТКК, поскольку пи одна
из них не могла бы самостоятельно выполнить огромный
объем работ, связанный с созданием такого летательно-
го аппарата.

Рассмотрев представленные в марте 1970 г. на кон-
курс проекты ТКК, НАСА одобрило два из них, над
которыми работали группы, возглавляемые фирмами
«Норт Америкен» и «Мак Доннелл-Дуглас».

Фирмой «Норт Америкен» было разработано два ва-
рианта ТКК, в которых использовался один и тот же тип
носителя с прямым крылом, а орбитальная ступень в од-
ном случае снабжалась прямым, а в другом — треуголь-
ным крылом. ТКК по проекту фирмы «Мак Доннелл-
Дуглас» состоял из носителя с треугольным крылом и
орбйтальной ступени со складывающимся крылом. Эти
проекты легли в основу дальнейших работ по созданию
ТКК.

Конструктивные схемы некоторых ТКК первого и вто-
рого этапов разработки рассматриваются в третьей гла-
ве книги.

3.	КОНСТРУКТИВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ РАКЕТ
МНОГОКРАТНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

В ходе принципиальных и более подробных
проработок конструктивных схем ТКК значительное вни-
мание в США уделялось вопросам разработки техниче-
ских и эксплуатационных требований к ТКК, основные
из которых были сформулированы НАСА на начало
1971 г.

Требования определяли, что взлет и приземление сту-
пеней ТКК должны осуществляться в любое время су-
ток и при любых метеорологических условиях с исполь-
зованием воздушных баз или главных аэропортов.

Для обеспечения взлета и посадки требуется стан-
дартное наземное оборудование и обслуживание.
ТКК должны заправляться обычными криогенными
топливами» а управление их полетом должно осущест-
вляться при помощи бортовой аппаратуры.

Предполагалось, что при использовании ТКК будет
возможен континентальный и межконтинентальный тран-
спортный контроль.

Конструкция ТКК должна обеспечивать безопасность
для пассажиров и комфорт, соответствующий уровню
больших транспортных самолетов.

Требовались прогрессивное техническое обслужива-
ние ТКК и способность транспортировать каждым кораб-
лем 11—23 т полезного груза при стоимости перевозки
11 долларов за 1 кг массы.

Требованиями также предусматривались безопасное
возвращение на Землю экипажа при возникновении ава-
рии на любом этапе полета; герметичность отсеков, что
позволит членам экипажа находиться в полете без ска-
фандров; максимальная унификация элементов конст-
рукции ступеней при сохранении требуемого уровня
надежности; стыковки ступеней с соблюдением предель-
ных значений по скорости сближения ±0,12 м/с, расстоя-
нию между ступенями 15 см, угловому положению ±3°,
относительной угловой скорости 0,1 град/с и нормальной
составляющей скорости сближения 0,045 м/с.

Помимо этого предполагалось максимальное исполь-
зование приборов для контроля в полете за состоянием
элементов двигательных установок, обнаружения неис-
правностей и управления при аварийном возвращении
на Землю из любой точки траектории полета.

В ходе проектирования проводился комплекс научно-
исследовательских работ в следующих направлениях:
компоновка ТКК, конструкционные элементы, двигатели,
бортовые энергоустановки, радиоэлектронная аппарату-
ра, теплозащита конструкции ступеней ТКК в условиях
сильного аэродинамического нагрева при входе в плот-
ные слои атмосферы.

Компоновка ТКК, по мнению зарубежных специали-
стов, должна выбираться с учетом многих факторов.

Считается, что большое влияниё на нее оказывает
аэродинамическая форма самого ТКК в целом и его сту-
пеней.

Существует множество вариантов формы аппаратов,
однако все их можно разделить на три основных клас-
80
са: баллистические или полубаллистнчсские, с несущим
корпусом и крылатые.

Каждый из этих вариантов рассматривался приме-
нительно к обеим ступеням ТКК.

Оптимальный вариант формы аппаратов, входящих в
атмосферу (что в первую очередь относится к аппаратам
с несущим корпусом и к крылатым), должен отвечать
главному требованию — обеспечивать высокие аэродина-
мические характеристики, в том. числе большое аэроди-
намическое качество на гиперзвуковой скорости, малые
поперечные нагрузки при входе, минимальные тепловые
нагрузки и т. п.

Чтобы выбрать наилучшую аэродинамическую фор-
му и получить точный прогноз распределения температур
и тепловых потоков, специалисты НАСА проводят боль-
шое количество экспериментов в области дозвуковой, око-
лозвуковой, сверхзвуковой и гиперзвуковой аэродинами-
ки для исследования режимов выведения, входа в ат-
мосферу и крейсерского полета, разделения ступеней,
управляемости и устойчивости, характеристик маневриро-
вания,* определения балансировочных углов, требуемых
размеров несущих поверхностей и т. д.

По мнению специалистов, формы, идеальные для ги-
перзвуковых (вход в атмосферу) и дозвуковых (крейсер-
ский полет) скоростей, существенно различаются между
собой, ч

Надо отметить, что схемы изучаемых ТКК, как пра-
вило, отвечают требованиям, обеспечивающим полет с
гиперзвуковыми скоростями. Считается, что режимы
крейсерского полета и посадки отличаются для разгон-
ных и орбитальных ступеней.

После разделения ступеней разгонная ступень долж-
на вернуться к месту пуска. Дальность обратного полета
в крейсерском режиме (особенно в том случае, если
старт совершается в прибрежных районах) составляет
550—650 км. Для достаточно эффективного выполнения
крейсерского полета аэродинамическое качество аппара-
та рекомендуется иметь 6—7.

Как считают специалисты НАСА, достичь такого ка-
чества, используя классические формы спускаемых аппа-
ратов, невозможно, так как они имеют малое удлинение
и обеспечивают аэродинамическое качество на дозвуко-
вых скоростях от 3 до 4. В действительности же величина

6 И, И. Ану рее*

81
аэродинамического качества будет еще меньше, посколь-
ку хвостовая часть ступени занята ракетными двигате-
лями, что не способствует обтеканию.

По мнению специалистов, наиболее многообещающим
способом повышения аэродинамического качества на
крейсерском режиме является использование выдвижных
или прямых неподвижных крыльев.

Принцип использования прямого неподвижного крыла
считается сравнительно новым.

Аппарат с таким крылом может входить в атмосферу
лишь при очень больших углах атаки, так как только в
этом случае обеспечивается обтекание, аналогичное об-
теканию полубаллистического аппарата.

Если удастся разрешить все проблемы, связанные с
действием ударной волпы, нагрузок при запуске, нагре-
вом, режимами перехода от сверхзвуковой к дозвуковой
скорости, то схему с прямым неподвижным крылом мож-
но будет считать приемлемой для проектирования раз-
гонных ступеней.

Считается, что орбитальная ступень могла бы обхо-
диться без крейсерского полета, если использовать ши-
рокое маневрирование при входе в атмосферу и посадку
непосредственно в районе старта.

Номинальные аэродинамические характеристики (ка-
чество порядка 3—4) существующих аппаратов с несу-
щим корпусом и крылатых аппаратов для выполнения
такой задачи вполне достаточны.

Однако, если все же потребуется крейсерский полет
на длительные расстояния, то, как считают специалисты,
лучше использовать ВРД, поскольку вариант с прямым
крылом считается пока малоисследованным.

От разгонных и орбитальных ступеней ТКК могут
потребоваться заход на посадку и соответствующие ма-
невры с работающими двигателями.

Было установлено, что крейсерских возможностей
разгонной ступени вполне достаточно и для выполнения
такого рода посадки. Что же касается орбитальной сту-
пени (особенно это относится к осуществлению маневров
над аэродромом посадки), то ей, как полагают специа-
листы НАСА, выполнить это трудно. Если бы удалось
повысить аэродинамическое качество, не увеличивая мас-
сы (как в случае с выдвижным и, возможно, с прямым
неподвижным крылом), то это позволило бы значительно
82
уменьшить тягу двигателей и, следовательно, общую маС-
су ступени.

Таким образом, как считают зарубежные специа-
листы, если в проектном задании содержится требование
захода на посадку с работающими двигателями, то клас-
сические формы аппаратов входа с несущим корпу-
сом и крылатых аппаратов использовать нецелесо-
образно.

При разработке ТКК представляет интерес вопрос о
выборе формы крыла и на орбитальной ступени. Пола-
гают, что вариант орбитальной ступени с прямым кры-
лом позволяет упростить конструкцию ступени и снизить
затраты на проектирование и изготовление ТКК.

Он якобы обеспечивает также большую эффектив-
ность управления на дозвуковых скоростях, однако при
гиперзвуковых скоростях (на начальных участках входа
в атмосферу) его возможности ограничены.

При применении треугольного крыла, на чем настаи-
вают военные специалисты США, основная часть поверх-
ности орбитальной ступени будет нагреваться до темпе-
ратуры не более 1000' С, однако на носовой части темпе-
ратура может достигать 1600' С, на передних кромках
крыла 1400—1600 С, а на передней кромке киля 2000 С.
Считается, что по сравнению с прямокрылым вариантом
орбитальная ступень с треугольным крылом будет доль-
ше находиться в условиях максимального нагрева. По-
этому она нуждается в более тяжелой ft дорогостоящей
теплозащите.

Специалистами НАСА рассматривались два варианта
теплозащиты: ослабленная — для коммерческих полетов
н усиленная — для полетов, связанных с выполнением
военных операций, после осуществления которых орби-
тальная ступень будет иметь значительные боковые пе-
ремещения, т. е. дольше подвергаться воздействию вы-
соких температур.

Считается, что повышение аэродинамической устой-
чивости ступеней ТКК путем смещения вперед центра
масс ступеней связано с большими трудностями.

При разработке разгонной и в некоторых случаях ор-
битальной ступени эта проблема считается особенно
серьезной из-за необходимости размещения основных
двигателей в хвостовой части ступеней.
По мнению зарубежных специалистов, есть три спо-
соба, которые позволяют в какой-то степени добиться
смещения вперед центра масс ступеней.

Первый — размещение по возможности впереди всего
тяжелого оборудования, например ВРД, применяемых
для полета в крейсерском режиме. При этом допускает-
ся произвольная установка двигателей.

Следует иметь в виду, что не всегда стоит стремить-
ся к максимальному снижению массы этих двигателей,
поскольку они могут играть роль противовесов.

Второй способ предусматривает применение горизон-
тальных стабилизаторов в хвостовой части ступени, бла-
годаря чему центр давления смещается назад и оказы-
вается позади центра масс. Полагают, что данный способ
недостаточно эффективен, так как дополнительные гори-
зонтальные несущие поверхности увеличивают массу
хвостовой части и требуют увеличения также площади
вертикальных поверхностей.

С помощью этого способа за счет значительного уве-
личения массы добиваются лишь нейтральной баланси-
ровки.

Третий способ заключается в объединении топливных
систем разгонной и орбитальной ступеней и в перекачи-
вании топлива во время разгона в баки орбитальной
ступени. Он дает возможность сократить число двигате-
лей, устанавливаемых на разгонной ступени, так как при
старте будут работать и двигатели орбитальной ступени.

При выборе аэродинамической компоновки ТКК ре-
комендуется, кроме того, учитывать переходные процес-
сы в пограничном слое, взаимодействие потоков воздуха
с потоками газов, истекающих из двигателей, а также
производить многочисленные тепловые расчеты. Счи-
тается, что от точности этих расчетов зависит правиль-
ный выбор теплозащитных и конструкционных материа-
лов и в конечном счете массы ТКК, поскольку масса
теплозащиты составляет около 25% массы конструкции
ТКК.

Характер распределения температур в свою очередь
зависит от аэродинамических характеристик ТКК и пара-
метров траектории полета.

Так, угол атаки при входе в атмосферу орбитальной
ступени с треугольным крылом равен почти 55° (для
прямого крыла требуемый начальный угол атаки соста-
84
вил бы около 60°). После прохождения области макси-
мального нагрева угол атаки уменьшится примерно до
35°, а после выбора половины заданной боковой даль-
ности — до еще меньших значений (для максимизации
гиперзвукового аэродинамического качества).

При прохождении плотных слоев атмосферы на боль-
ших углах одним из основных расчетных условий для
схемы ТКК считается срывной флаттер *. Поэтому при
проектировании ТКК рекомендуется учитывать возмож-
ный разброс высот и скоростей относительно номиналь-
ных траекторий, поскольку разброс, например, по высо-
те на ±3 км приводит к разбросу температур на 100°.

Система теплозащиты, по мнению специалистов, ока-
зывает значительное влияние на выбор компоновки ТКК
и конструкцию его отдельных систем и узлов. Необходи-
мо, например, продумывать вопросы безопасности экипа-
жа после посадки ТКК на Землю, так как отдельные его
элементы будут нагреты до очень высоких температур.
Возможно потребуется охлаждение ступеней на Земле
водяными струями.

Еще более серьезные трудности можно ожидать при
разработке теплозащиты многократного использования.
В связи с этим рекомендуется исследовать методы отво-
да тепла, способы крепления теплозащитных панелей, а
также возможность использования перспективных мате-
риалов, в том числе армированных волокнистых мате-
риалов, боралюмипиевых, ниобиевых или хромоникеле-
вых сплавов.

Считается, что основные проблемы теплозащиты все
же связаны с аэродинамическим нагревом корпуса ТКК,
особенно корпуса орбитальной ступени, причем нагрев
будет значительным не только при входе в атмосферу,
по и на этапе выведения.

Весьма серьезной является также проблема теплопе-
редачи между ступенями, поскольку ударная волна, от-
деляющаяся от одной ступени, приводит к срыву погра-
ничного слоя на другой ступени. В частности, подвод
тепла к разгонной ступени при наличии орбитальной
ступени, по данным фирмы «Норт Америкен», возрастет

* Флаттер — сочетание изгибных и крутильных колебаний
Ч’ыла, хвостового оперения или других элементов летательного ап-
парата, опасных для конструкции, иногда разрушающих ее.
В 20 раз. Тем нс менее проблема теплозащиты при вхо-
де в атмосферу считается вполне разрешимой, хотя она
и является наиболее дорогостоящей частью программы
создания ТКК.

При проектировании теплозащиты из металлических
сплавов исследуются нагрузки и тепловые потоки, оцени-
ваются характеристики материалов для излучающей об-
шивки, теплоизоляции и силовой конструкции. В зару-
бежной печати сообщалось, что с учетом изменения
удельной прочности материалов наилучшими характе-
ристиками в диапазоне температур 500—800 С обладают
никелевые сплавы, а при более высоких температурах —
специальные хромоникелевые сплавы или сплавы на ос-
нове ниобия и тантала.

Для защиты носовой части и передних кромок крыла
орбитальной ступени специалисты НАСА рекомендуют
использовать ниобиевые сплавы с силицидным покрыти-
ем, на нижних поверхностях — кобальтовые и никелевые
сплавы, а на верхних поверхностях — титановые сплавы.

Эти же сплавы полагают использовать и в системе
теплозащиты разгонной ступени.

Для защиты наиболее теплонапряженных участков
перспективными считаются армированные пиролитиче-
ские пластики, которые, по мнению зарубежных специа-
листов, обладают относительно малой массой (около
8,8 кг/м’ с учетом крепления), менее хрупки, более тех-
нологичны по сравнению с обычными конструкционными
графитовыми материалами и могут применяться при тем-
пературах свыше 1650° С.

При проектировании ТКК большое значение имеют
вопросы динамики и прочности.

Для расчетного определения динамических характе-
ристик всего ТКК и отдельных его частей необходимо
знать формы колебаний, частоты и коэффициенты демп-
фирования отдельных узлов и агрегатов, которые могут
быть определены как аналитическими методами, так и
путем натурных испытаний.

Динамические характеристики смежных теплозащит-
ных панелей представляют особый интерес из-за необхо-
димости обеспечения достаточного ресурса всей конст-
рукции.

В связи с тем, что масса криогенных компонентов
топлива составляет 70—80% стартовой массы ТКК, об-
рашается серьезное внимание на динамику наполнения
баков и минимизацию массы гасителей колебаний топли-
ва в баках.

Наличие больших несущих поверхностей и фюзеля-
жа некруглого сечения требует решения задач и по обес-
печению усталостной прочности конструкции ТКК
вследствие вынужденных колебаний, вызываемых ветро-
выми нагрузками.

Для подавления этих колебаний и контроля за аку-
стическим окружением ТКК разрабатывается ряд ме-
тодов.

В частности, специалисты НАСА полагают, что дви-
гатели разгонной ступени могут генерировать акустиче-
ские колебания, отличные от тех, которые генерируют
ступени обычных ракет-носителей.

Считается, что участки конструкции вблизи двигате-
лей могут подвергаться акустическому воздействию с ин-
тенсивностью 150—200 дб при изменении частот от 25
до 8000 Гц.

Большое внимание уделяется также созданию нор-
мальных условий для работы экипажа.

При разработке ТКК рекомендуется всемерно умень-
шать шум и вибрацию в кабинах для экипажа, а также
снижать динамические нагрузки в грузовом^ отсеке.

Предметом разносторонних исследований являются
также элементы конструкции ТКК и материалы. Счи-
тается, что двигатели, разрабатываемые для ТКК, долж-
ны быть нового типа, с более высокими характеристика-
ми по сравнению с существующими.

Например, в основных двигателях разгонной и орби-
тальной ступеней предполагается использовать камеры
сгорания с более высокими давлениями (до210кгс/см2) *,
чем в двигателях F-1 (70—88 кгс/см2), применяемых в
РН «Сатурн-5».

Для двигателей разрабатываются турбонасосные
агрегаты, рассчитанные на высокое давление, предкаме-
ры, системы дожигания топлива, бортовая система про-
верок (размещение датчиков) и подшипники, охлаждае-
мые компонентами топлива.

♦ В единицах СИ давление измеряется в паскалях (Па). Пас-
каль— давление, вызываемое силой 1Н, равномерно распределен-
ной по поверхности площадью 1 м2 (1 кгс/см2 « 10’Па).
Требует своего решения и проблема устойчивости го-
рения топлива.

Большое значение придается снижению массы двига-
тельной установки, так как на ее долю приходится
25% массы незаправленной орбитальной ступени и 30%
массы разгонной ступени.

При этом считается, что эффективность двигательной
установки в значительной степени влияет па общую эф-
фективность ТКК- В расчетах принимается, что измене-
ние удельного импульса основного двигателя орбиталь-
ной ступени на 1 м/с приводит к изменению массы
полезного груза примерно па 230 кг, а изменение массы
двигателя на 1 %’ — па 40 кг. Для разгонной ступени
изменения массы полезного груза при тех же условиях
соответственно равны 210 и 33 кг.

По другим данным, снижение удельного импульса
основного двигателя орбитальной ступени на 1 м/с вле-
чет за собой уменьшение массы полезного груза па
730 кг.

В разработке двигателей для ТКК участвуют несколь-
ко американских фирм. Фирма « Аэродж ст», в частности,
ведет работы над маршевым ЖРД для двухступенчато-
го ТКК с июля 1969 г.

При этом ставились следующие задачи.

Двигатель должен обладать высокими техническими
и эксплуатационными характеристиками, быть педоро-
гостоящим и пригодным для применения в различных
программах, которые могут появиться в 80-х годах.

Схема и конструкция двигателя должны быть надеж-
ными, с тем чтобы риск в процессе эксплуатации ТКК
был минимальным.

Разработка двигателя проводилась в соответствии с
требованиями НАСА, предъявляемыми к ТКК и их дви-
гательным установкам.

Эти требования в основном сводились к следующему:
— продолжительность эксплуатации в течение 10 лет,
на протяжении которых должны быть выполнены 100 по-
летов ТКК при наличии возможности проведения ре-
монтно-восстановительных работ с заменой узлов и под-
систем двигательной установки;

— продолжительность полета в космических условиях
до 30 суток;

— предельная живучесть и отсутствие катастрофиче-
ских последствий в случае появления отдельных непола-
док в системах;

—	проведение послеполетного осмотра восстанови-
тельных работ, техобслуживания и проверки двигатель-
ной установки в установленный для ТКК период 10 ра-
бочих дней (160 ч) от момента возвращения до следую-
щего полета;

—	предполетная подготовка и заправка топливом
двигательной установки перед полетом ТКК в течение
2 ч;

—	возможность в экстренном случае проведения
предполетной подготовки двигательной установки в тече-
ние 48 ч (по другим данным 25 ч) с любого момента
нормального подготовительного цикла;

—	наличие в двигательной установке устройства для
проведения бортовых проверок с целью выявления в по-

лете неисправностей и их
фиксации;

— возможность возвра-
щения на Землю ТКК вме-
сте с полезным грузом в
случае аварийного прекра-
щения полета па любом
этапе выполнения про-
граммы.

Фирмой были созданы
двигатели разгонной и ор-
битальной ступеней.

Двигатель разгонной
ступени (AJ-550) работает
на жидких кислороде и во-
дороде по замкнутой схеме
с двумя восстановительны-
ми	газогенераторами

(рис. 24).

Основным его конструк-
тивным элементом является
газовый коллектор, к кото-
рому крепятся газогенера-
торы н основные турбона-
сосные агрегаты (ТНА).

В верхней части газово-
го коллектора имеются шар-

Рис. 24. Макет ЖРД (AJ-550)
для первой ступени:

/ — входящая магистраль окисли-
теля;	2—входящая	магистраль

горючего; 3 — узлы подвеса дви-
гателя
йирные узлы для размещения Двигателя в подвесе. Йиж-
ней частью газовый коллектор устанавливается на каме-
ру сгорания. Турбопреднасосные агрегаты, работающие
при низких входных давлениях, находятся на топливо-
подводящих магистралях перед основными ТНА.

Для обеспечения по-
ворота двигателя в под-
весе на топливных маги-

Рис, 25. Макет ЖРД орбиталь-
ной ступени:

1 — входная магистраль окислите-
ля; 2— входная магистраль горю-
чего; 3— узлы подвеса двигателя;

4 — выдвижной сопловой насадок;

5 — узлы подвеса двигателя

стралях между турбо-
преднасосиыми и основ-
ными насосами имеются
сильфоны.

Узлы, па которые пе-
редается усилие от при-
водов при отклонении
двигателя, расположены
на цилиндрической части
камеры сгорания. Насос
и магистрали системы го-
рючего выше главного
клапана теплоизолиро-
ваны.

Двигатель орбиталь-
ной ступени (рис. 25)
снабжен выдвижным соп-
ловым насадком, кото-
рый устанавливается в
рабочее положение перед
запуском двигателя в ва-

кууме.

Угол отклонения двигателя в подвесе для разгонной
ступени составляет ±11°, для орбитальной ступени ±8°,
в том числе Г для компенсации погрешностей изготовле-
ния и установки.

Газогенераторы двигателя обеспечивают выработку
газа для привода турбин ТНА горючего и окислителя.
Они регулируются в довольно широком диапазоне с
целью подачи требуемого соотношения компонентов топ-
лива.

Для подачи топлива в двигатель используются четы-
ре ТНА: основной ТНА горючего, основной ТНА окисли-
теля, турбопреднасосный агрегат горючего и турбо-
преднасосный агрегат окислителя.
Турбопреднасосные агрегаты неподвижны по отноше-
нию к конструкции ступени и обеспечивают фиксирован-
ную плоскость стыковки двигателя с системами ТКК.

ТНА горючего и окислителя устанавливаются на дви-
гателе горизонтально и крепятся к газовому коллектору.
Считается, что такая компоновка отличается компакт-
ностью и обеспечивает требуемые эксплуатационные ха-
рактеристики.

ТНА горючего состоит из трехступенчатого центро-
бежного насоса со шнековым преднасосом и двухступен-
чатой турбины, а ТНА окислителя — из двухступенчато-
го центробежного насоса со шнековым преднасосом и
двухступенчатой турбины.

Турбопреднасосные агрегаты горючего и окислите-
ля имеют аналогичную конструкцию. Каждый из них
состоит из одноступенчатого осевого насоса и располо-
женной копцентрично с преднасосом гидравлической
турбины.

Для привода гидротурбины используется небольшой
расход компонента под высоким, давлением, создаваемым
основными ТНА.

Поток компонента после гидротурбины смешивается
с потоком на выходе из осевого преднасоса.

Газ после турбин подводится в полость коллектора,
а затем поступает в смеситель, представляющий собой
перфорированный конус, который выравнивает состав и
параметры газа на входе в форсуночную головку.

Форсуночная головка представляет собой решетку,
состоящую из 225 пластинчатых элементов со струйными
форсунками для впрыска компонентов топлива.

Камера сгорания с частью сопла (до степени расши-
рения 5:1) имеет регенеративное охлаждение и изготав-
ливается из циркониевой меди, обладающей, по мнению
специалистов, высокой теплопроводностью и хорошими
усталостными характеристиками.

Выдвижной сопловой насадок двигателя орбитальной
ступени в выдвинутом положении увеличивает степень
расширения сопла от 85,7 : 1 до 150 :1.

Сопловой насадок изготавливается из волокнистого
графитового материала, способного выдерживать темпе-
ратуру до 3000° К. Он частично охлаждается излучением.
В дополнение к этому участок перехода защищается
пристеночной завесой. Материал соплового насадка спо-
собен выдержать условия входа в атмосферу и воздей-
ствие факелов вспомогательных двигателей без допол-
нительной тепловой защиты.

Система управления сопловым насадком состоит из
шести направляющих, опорного фланца сопла, тросов и
барабанов с электромеханическим приводом.

Тросовые барабаны системы связаны между собой
гибким, валом.

Для регулирования тяги и соотношения компонентов,
осуществления последовательности запуска, выполнения
проверок и контроля режима работы используется систе-
ма управления и регулирования. Она предусматривает
широкое применение резервирования элементов и осно-
вана па принципе изоляции отказавшего элемента.

Регулирование тяги и соотношения компонентов про-
изводится системой в замкнутом контуре, что позволяет
заменять отдельные узлы в двигателе без повторной
калибровки всего двигателя.

На установившемся режиме двигатель работает сле-
дующим образом.

Компоненты топлива под баковыми давлениями по-
ступают в преднасосные агрегаты, которые приводятся в
действие гидротурбинами, питаемыми от основных на-
сосов. Часть расхода горючего используется для регенера-
тивного охлаждения камеры сгорания и газогенерато-
ров.

В двигателе орбитальной ступени часть охладителя
камеры сгорания после выхода из рубашки камеры идет
на охлаждение выдвижного соплового насадка.

Фиксированное основное сопло также регенеративно
охлаждается частью расхода горючего. После охлажде-
ния эта часть расхода смешивается с основным потоком
горючего, который перепускается в обход охлаждающего
тракта камеры сгорания.

Затем смешанный поток водорода в газообразном
виде поступает в газогенераторы, где сгорает с пример-
но таким же по массе количеством окислителя.

Весь расход окислителя проходит через первую сту-
пень высоконапорного основного ТНЛ, после чего рас-
пределяется между форсуночной головкой камеры сго-
рания, гидротурбиной турбопреднасосиого агрегата, си-
стемой наддува бака окислителя и второй ступенью
ТНЛ.
После второй ступени ТНА окислитель подается в
газогенераторы.

Восстановительный газ после газогенераторов расши-
ряется на турбинах ТНА окислителя и горючего, а затем
поступает в камеру сгорания, где сжигается с основным
потоком окислителя, впрыскиваемым в камеру в жидком
виде.

Регулирование тяги и соотношения компонентов в
двигателе осуществляется координированной работой ре-
гуляторов расхода окислителя обоих газогенераторов и
регулятора горючего газогенератора в системе окисли-
теля.

Регуляторы обеспечивают примерно одинаковую тем-
пературу газа на входе в турбины после обоих газогене-
раторов.

Газогенераторы систем окислителя и горючего выклю-
чаются путем прекращения подачи окислителя, после
чего закрываются соответствующие главные топливные
клапаны.

На ступенях ТКК возможно применение (в качестве
вспомогательных) и турбореактивных двигателей (ТРД).

В ТКК намечается также использовать ВРД. Несмот-
ря на то что они тяжелее ЖРД, ВРД при равной тяге
тратят гораздо меньше топлива, так как используют в
качестве рабочего тела для создания тяги в двигателе
воздушную среду. Масса отбрасываемых газов возраста-
ет за счет прогоняемого через двигатель воздуха. Кро-
ме того, из воздуха используется окислитель. Поэтому
ВРД считаются экономичнее ЖРД, что в целом может
привести к выигрышу в массе ракеты.

В зарубежной печати сообщалось, что крылатые ТКК
при использовании ВРД в нижних слоях атмосферы мо-
гут доставить на орбиту 7—10% стартовой массы раке-
ты, в то время как обычные РН только 3%.

Специалисты считают, что при разработке новых и
доработке существующих ВРД для ТКК необходимо
учитывать необычные для таких двигателей условия, в
которых они будут находиться в интервалах между
включениями.

К таким условиям относятся вертикальный старт,
пребывание в космическом пространстве и вход в атмос-
феру.
Не исключено также использование для ВРД в каче-
стве горючего водорода.

Усилия фирм, создающих двигатели для ТКК, рабо-
тающие на криогенных компонентах топлива, направле-
ны на уменьшение размеров сопла и массы двигателей
при сохранении высокой степени уширения и, следова-
тельно, большего к.п.д.

Особенностью новых двигателей считается использо-
вание ступенчатого сгорания, что якобы сокращает по-
тери.

В одном из основных двигателей, например, преду-
сматриваются две предкамеры (для каждого турбонасос-
ного агрегата). Температура в камере сгорания предпо-
лагается более 3000' С, в то время как температура сте-
нок с помощью специальной системы охлаждения будет
поддерживаться ниже 540° С.

Мыслится, что в системе управления двигательными
установками орбитальной ступени будет применена
ЦВМ.

Большое внимание при проектировании уделяется ре-
монтопригодности двигателя, что обеспечивается, в част-
ности, легким доступом ко всем агрегатам.

Рядом научно-исследовательских организаций НАСА
изучаются бортовые энергоустановки. При этом иссле-
дуются методы получения, преобразования и распределе-
ния электроэнергии в диапазоне мощностей 10—100 кВт.

Что касается отработки электронной аппаратуры
ТКК, которая должна решать весьма сложные задачи,
то здесь ставятся вопросы, связанные с выбором опти-
мального соотношения между надежностью и степенью
резервирования, а также с выбором метода комплекси-
ровапия бортового проверочного оборудования.

По заказам НАСА ведутся и другие работы, имею-
щие прямое отношение к созданию ТКК.

В частности, создаются специальные дистанционные
манипуляторы, которые будут устанавливаться непосред-
ственно на орбитальной ступени ТКК или па блоках
межорбитальных транспортных аппаратов.

Фирмой «Белл» ведется разработка нового шасси на
воздушной подушке для разгонной и орбитальной сту-
пеней ТКК. Предложенная модель воздушной подушки
с надувным эластичным кожухом имеет систему сопел в
плоскости соприкосновения с грунтом.
Кожух крепится к нижней части фюзеляжа и в нера-
бочем состоянии либо прилегает к его наружной поверх-
ности, либо убирается в люк.

Для изготовления кожуха фирмой разработан спе-
циальный эластичный материал, сохраняющий высокую
прочность при 300%-пом растяжении.

К нижней поверхности кожуха крепятся подушки с
тормозными элементами. При заполнении подушек воз-
духом нижняя поверхность кожуха искривляется и тор-
мозные элементы приводятся в соприкосновение с опор-
ной поверхностью (грунтом', бетоном и т. п.).

Регулируя давление в правых и левых подушках,
можно управлять ступенью на пробеге и при маневриро-
вании в процессе ее перемещения к месту стоянки.

Как считают специалисты, новое шасси легче обыч-
ного. Оно позволяет уменьшить массу конструкции сту-
пеней путем снижения посадочных нагрузок и их рас-
средоточения, а также улучшить посадочные характери-
стики и повысить вероятность сохранения ступеней при
неудачных пусках и аварийных посадках.

Помимо этого, новое шасси позволяет осуществлять
посадку при боковом ветре без проведения мероприятий
по борьбе с рысканием^ в момент приземления и при
больших скоростях.

Работы в этой области, по мнению специалистов,
весьма перспективны и имеют большое значение для
создаваемых ТКК.

В заключение следует сказать, что в США с начала
70-х годов рассматривалось множество разнообразных
схем ТКК, отличающихся количеством ступеней, крат-
ностью использования отдельных ступеней, стартовыми
массами, массами полезного груза и т. д.

Недостатком ранних проектов специалисты считают
поверхностную оценку различных технических и эконо-
мических проблем, а также заниженные стартовые мас-
сы ТКК и завышенные массы полезных грузов.

В ходе дальнейших исследований был сделан вывод,
что для удовлетворения технических требований, предъ-
являемых к ТКК, необходимы корабли большей массы
и габаритов, чем- предполагалось ранее.

В результате подробных проработок специалисты
НАСА определили общую для всех фирм, занимающихся
созданием ТКК, схему их проектирования.
При этом рекомендовалось проведение специальных
исследований, связанных:

—	с аэродинамическим нагревом' и теплозащитой;

—	параметрами двигательной установки;

—	аварийным сходом с траектории вывода или орби-
ты и посадкой орбитальной ступени;

—	заходом на посадку и посадкой;

—	комплексным бортовым радиоэлектронным' обору-
дованием;

—	взаимодействием с другими элементами ТКС и
обращением с грузами.

В качестве ТКК фирмами предлагались аппараты
различных схем, главным общим признаком которых бы-
ло параллельное соединение ступеней (элементов) аппа-
рата (рис. 21). Этот принцип соединения ступеней дав-
но известен и довольно широко применяется в РН одно-
кратного использования, например в РН «Восток» и
«Титан-ЗС».

Считается, что принцип параллельного соединения
ступеней применительно к ТКК имеет два основных пре-
имущества.

Во-первых, сокращается общая длина ТКК, что об-
легчает наземное обслуживание, стыковку ступеней и
позволяет уменьшить размеры наземных стартовых и
обслуживающих устройств.

Во-вторых, снижаются нагрузки на конструкцию при
пуске.

При этом первая ступень не воспринимает все изги-
бающие и осевые нагрузки от второй ступени, как это
наблюдается при последовательном соединении.

4. ПОЛЕЗНЫЕ ГРУЗЫ

Транспортные операции с применением ракет
многократного использования зарубежные специалисты
подразделяют на три вида: доставка на базовую орбиту
(орбита круговая высотой около 500 км) межорбиталь-
ных транспортных аппаратов (МТА) и стартово-запра-
вочных комплексов, перевозка людей и припасов, выве-
дение ИСЗ и специальных блоков орбитальных станций.
По предварительной оценке специалистов НАСА ин-
тенсивность грузовых перевозок для типичного года пос-
ле ввода в строй флота ТКК будет равна 346 т массы
96
грузов в месяц, причем 86% этой массы составят тяже-
лые блоки, ИСЗ и баки с топливом, а 14% — перевозка
людей и небольших грузов.

Мелкие грузы будут заранее упаковываться в грузо-
пассажирские блоки (рис. 26), предназначенные для
доставки грузов на долговременные орбитальные стан-
ции.

Рис. 26. Грузо-пассажирский блок орбитальной ступени:

1 — убирающаяся пассажирская капсула; 2— шлюзовая камера; 3—люк для
перехода в пассажирский отсек орбитальной ступени; 4 —- направляющие; 5 —

люк

Считается, что при перевозке больших объемов топ-
лива целесообразно заливать его непосредственно на
стартовой площадке в баки, уже находящиеся в грузо-
вом отсеке ТКК, что позволит якобы сократить потери
и повысить безопасность.

Из общего количества полезного груза, который пред-
полагает запустить НАСА при помощи ТКК, 73% долж-
ны выводиться с использованием МТА или дополнитель-
ных ракетных ступеней (до появления МТА), в том числе
34% с применением ступени типа «Дельта», 24% —
«Аджена» и 10% — «Центавр». Остальные 5% полезного
груза потребуют или двух рейсов ТКК, или использова-
ния более одной дополнительной ступени, или примене-
ния того и другого одновременно.

В качестве МТА рассматриваются специальные пило-
тируемые или беспилотные аппараты как многократного,
так и однократного использования.

Они рассчитаны на применение только в условиях
космического пространства и предназначены для пере-
мещения полезных грузов главным образом в околозем-
ном пространстве.

Основными функциями МТА, как полагают зарубеж-
ные специалисты, будут сборка орбитальных станций и

7 И. И. Ануреев	Q7
межпланетных кораблей, а также их осмотр; доставка на
орбиты назначения ИСЗ, выведенных с Земли на базо-
вую орбиту; ремонт, модификация и заправка топливом
существующих ИСЗ; снятие аварийных или устаревших
ИСЗ с орбиты и доставка их на ремонтные комплексы;
контроль за работой существующих ИСЗ; перевозка лю-
дей и грузов между орбитальными станциями (грузы
массой до 50 т), а также решения других задач, связан-
ных с выполнением различных космических программ.

В зарубежной печати сообщалось, что в разработке
МТА весьма заинтересовано министерство обороны
США, поскольку наличие таких универсальных и манев-
ренных аппаратов, постоянно дежурящих в космосе,
должно обеспечить США надежный контроль за косми-
ческим пространством.

По мнению специалистов ВВС, МТА смогут осу-
ществлять транспортные перевозки между базовой гео-
центрической орбитой малой высоты, доступной для
ТКК, и геостационарной орбитой, с которой будет свя-
зано около половины космических операций, планируе-
мых министерством обороны США.

В середине 1970 г. министерство обороны США пред-
ложило авиакосмическим фирмам, исследовать возмож-
ность создания МТА для выполнения военных задач,
который одновременно отвечал бы требованиям мини-
стерства обороны и НАСА. Согласно контрактам, заклю-
ченным с фирмами «Мак Доннелл-Дуглас», «Норт Аме-
рикен» и «Боинг», должны быть созданы проекты МТА
военного назначения с термохимическими двигате-
лями.

Предварительные исследования схем МТА осуще-
ствляли также Центр пилотируемых космических полетов
США и Маршаллский научно-исследовательский центр
НАСА.

При этом, предполагалось, что МТА будет функциони-
ровать с базовых орбит, проходящих вблизи орбиталь-
ных станций и заправочных комплексов.

Базовые орбиты должны быть круговыми и иметь
высоту около 500 км, что диктуется временем существо-
вания летательных аппаратов и их операционными воз-
можностями.

На базовую орбиту МТА будут доставляться в грузо-
вом отсеке ТКК (рис. 27, а), при этом ТКК рассчитыва-
98
ют использовать также для доставки топлива на орби-
тальные комплексы.

Считается, что доставка МТА на орбиту в грузовом
отсеке ТКК дает определенные преимущества, посколь-
ку при выведении МТА не будут подвергаться аэродина-
мическим нагрузкам.

Рис. 27. Схема вывода МТА на орбиту:

a — орбитальная ступень ТКК; б —МТА: / — командный модуль;
2 — приборный модуль; 3 — двигательный модуль; в — возможная
схема размещения двигателей на МТА; /—основной двигатель;
2—вспомогательные двигатели; 3—ось рыскания; 4—ось крена;

5 — ось тангажа

Энергетические возможности МТА, по мнению специ-
алистов НАСА, в большой степени зависят от высот и
наклонений граничных орбит, заданной продолжитель-
ности перелета, характеристик операций, массы полез-
ного груза, конструктивной схемы МТА, типа двигатель-
ной установки, вида топлива и т. п.

Предполагалось, что МТА будет состоять из трех-
четырех достаточно автономных модулей: командного
(кабина экипажа), грузового, двигательного (энергети-
ческого) и приборного, возможно, составляющего одно
целое с двигательным' модулем (рис. 27, б).

Минимально необходимые модули образуют основ-
ной блок, к которому присоединяются один или несколь-
ко операционных модулей (грузовой, стыковочный или
ремонтный), а также навесные устройства (посадочные
стояки, манипуляторы и т. д.).

Наиболее важными требованиями, предъявляемыми
к МТА, считаются: совместимость с грузовым ТКК; дли-
тельность ресурса около 3 лет; наличие командного от-
сека, допускающего перевозку до 12 человек с ТКК на
орбитальную станцию или двух человек к удаленным
ИСЗ для их ремонта, или же пребывание 3—6 человек
па поверхности Луны более 30 суток.

На МТА кроме основной предполагалась также вспо-
могательная двигательная установка, которая должна
обеспечивать импульсное приложение тяги для управле-
ния ориентацией, выполнения маневров встречи и сты-
ковки, а также для небольших перемещений (гравита-
ционная осадка топлива, компенсация аэродинамическо-
го сопротивления, регулирование положения на орбите
и т. п.).

Считается, что величина суммарного импульса в
большой степени зависит от высоты орбиты и ориента-
ции МТА относительно Солнца, а необходимый суммар-
ный импульс для встречи и стыковки — главным обра-
зом от начальной массы МТА.

Для проведения довольно сложных маневров по воз-
можности без разворотов требуется наличие на МТА
большого числа вспомогательных двигателей. Схема воз-
можного расположения этих двигателей показана па
рис. 27, в.

Топливом для вспомогательных двигателей могут
служить жидкие кислород и водород.

Специалисты считают, что точный весовой и эконо-
мический анализ операций, выполняемых в космосе с
применением МТА, в настоящее время осуществить не-
возможно из-за неопределенности большинства важней-
ших факторов. Поэтому на этапе проектирования
рекомендуется проводить приближенные аналитические
и числовые оценки масс и стоимости МТА различного
назначения.

Полагают, что пилотируемый МТА сможет выполнять
все задачи, свойственные автоматическому аппарату.
Кроме того, он должен обеспечивать транспортировку
людей и выполнять спасательные операции.
С помощью МТА можно также производить ремонт-
ные операции либо изнутри его (ручкой управления ма-
нипуляторами), либо с выходом космонавтов в откры-
тый космос. На пилотируемом МТА предполагается при-
менять такую же двигательную установку, что и на
беспилотном МТА.

На рис. 27, б показан общий вид модулей МТА со-
гласно предварительному проекту фирмы «Норт Амери-
кен».

В приборный модуль входят: вся электронная аппара-
тура, оборудование систем связи и наведения, вычисли-
тельные устройства, энергетическая установка, система
управления ориентацией и т. п.

Командный модуль рассчитан на 2—4 человека. Мас-
са МТА составляет примерно 45 т, а масса полезного
груза, доставляемого, например, па Луну, — около 4,5 т.

Основная часть МТА многократного использования,
разработанного фирмой «Боинг» (тип REPEET), состоит
из маршевой двигательной установки, системы наддува
внутренних баков, вмещающих примерно 1/5 требуемо-
го количества топлива, системы управления, служебных
систем и системы жизнеобеспечения (на пилотируемом
МТА).

Основная часть МТА после каждой операции возвра-
щается на базовую орбиту. ТКК доставляет на базовую
орбиту полезный груз и топливо для каждой опе-
рации.

После стыковки полезного груза с основной частью
МТА система управления с помощью исполнительных
органов обеспечивает небольшое ускорение, в результате
чего топливо из внешних баков через трубопроводы, сое-
диненные при стыковке, начинает поступать во внутрен-
ние баки, а оттуда — в маршевую двигательную уста-
новку.

Маршевая двигательная установка включается и вы-
водит МТА на переходную орбиту.

Во время полета на активном участке топливо по-
ступает из внешних баков, емкость которых рассчитана
па запасы, достаточные для первого активного участка
и для заполнения внутренних баков. После этого внеш-
ние баки отделяются.

Во внутренних баках остается топливо для выполне-
ния еще трех включений маршевого двигателя.
После второго включения отделяется полезный груз;
третье и четвертое включения предусматриваются для1
возвращения на базовую орбиту.

Считается, что принцип REPEET можно с успехом
использовать и для МТА с ядерным маршевым двигате-
лем.

Во внешних отделяемых баках топливо будет хра-
ниться в течение сравнительно небольшого времени, что
позволяет снизить требования к изоляции и метеорной
защите.

Кроме того, они будут менее дорогостоящими. При
современной стоимости выведения полезного груза на
геоцентрическую орбиту малой высоты (в среднем! око'
ло 2200 долларов за 1 кг) МТА оцпократного использо-
вания считаются выгодными.

Однако, как полагают специалисты, МТА многократ-
ного использования и МТА типа REPEET при стоимости
доставки грузов на базовую орбиту менее 600 долларов
за I кг имеет явные экономические преимущества.

Считается, что после того, как вся ТКС вступит в
строй, ТКК начнут перевозить большие количества топ-
лива на базовые орбиты для снабжения МТА.

Для МТА типа REPEET топливо может выводиться
на орбиту в тех же баках, которые будут использовать-
ся на МТА, причем эти баки можно монтировать снару-
жи ТКК (на внешней подвеске).

В зарубежной печати приводились схемы комплекс-
ной ТКС, в соответствии с которыми МТА якобы смогут
совершать рейсы между базовой околоземной и селено-
центрической орбитами.

Связь между этими орбитами должен осуществлять
МТА с ядерным маршевым двигателем, который будет
доставлять связки топливных баков для лунного МТА.

Обслуживание околоземной базовой орбиты возла-
гается на ТКК. причем большую часть грузов, например
основную часть МТА с ядерным маршевым двигателем
(типа REPEET), и практически все топливо они могут
выводить на внешней подвеске.

Анализ энергетических возможностей и финансовых
затрат, который проводился фирмой «Боинг» для МТА
типа REPEET, показал, что они неприемлемы для ТКК.
Однако специалисты полагают, что размещение части
топлива в сбрасываемых внешних баках будет выгодно
102
ДЛЯ орбитальной ступени. В утвержденной НАСА схемё
ТКК большая часть топлива находится во внешнем баке.

Специалисты НАСА считают, что при организации
транспортного обслуживания околоземных орбит одной
из важнейших проблем будет проблема ликвидации не-
возвращаемых ракетных ступеней или ступеней, отрабо-
тавших свой ресурс.

Ступени многократного использования, по-видимому,
будут модифицироваться или ремонтироваться на орбите
ожидания, или же возвращаться на Землю для приме-
нения по другому назначению, хотя такие операции и
могут оказаться экономически невыгодными.

Возможна также ликвидация ненужных ракетных
ступеней, что позволит избежать засорения околоземно-
го пространства.

Специалисты фирмы «Боинг» полагают, что ликвида-
ция ступени сразу же после того, как она доставит свой
груз на стационарную орбиту, приведет к определенным
потерям в виде уменьшения массы полезного груза или
увеличению начальной массы ступени.

Например, для перевода ступени со стационарной
орбиты на траекторию, обеспечивающую вход в атмос-
феру под соответствующим углом и сгорание, требуется
характеристическая скорость около 1,49 км/с. В то же
время для разгона ступени, находящейся на стационар-
ной орбите, до параболистической скорости требуется
около 1,27 км/с.

Следовательно, перевод ненужной ступени на гелио-
центрическую орбиту приведет к меньшим затратам
топлива, чем обеспечение ее сгорания в атмосфере. Кро-
ме того, это даст возможность использовать ту же самую
ракетную ступень (после того, как она выполнит свою
основную задачу) для выведения небольшого полезного
груза на межпланетную траекторию или для полета к
Луне-

Ракетную ступень многократного использования, от-
работавшую свой ресурс, рекомендуется ликвидировать
после того, как она доставит полезный груз па орбиту
ожидания.

Считается, что последний рейс такой ступени, если
выяснится, что дальнейший ремонт или модификация ее
нецелесообразны, можно использовать для выведения
полезного груза на траекторию полета к Луне или к пла-
летам. Более интересным, как полагают специалисты
НАСА, является вариант использования первой ступени
двухступенчатого ТКК во время ее последнего полета в
качестве космического разгонного блока для доставки
полезного груза на гиперболические траектории или на
траектории полета к Луне.

Таким образом, ступень выполнит полезную работу
и в то же время не потребует дополнительных затрат на
ее ликвидацию.

Особой проблемой считается создание МТА с ядер-
ным реактивным двигателем (Я1МТА), который в прин-
ципе предназначается для выполнения тех же задач, что
и обычный МТА с термохимической двигательной уста-
новкой, но в отличие от пего сможет выводить гораздо
большие массы полезных грузов и па более значитель-
ные расстояния.

Фирма «Норт Америкен», например, изучает проект
ЯМТА, целиком собираемого на Земле и выводимого
модифицированной РН типа «Сатурн» на орбиту в ча-
стично заправленном виде.

Диаметр такого ЯМТА около 10 м, длина 38—46 м,
масса около 170 т.

Топливо для него будет доставляться с помощью
ТКК.

Фирма «Локхид» проектирует ЯМТА с семью топлив-
ными баками, который будет собираться на орбите из
модулей, доставляемых ТКК.

Для сборки ЯМТА па орбите, по мнению специали-
стов, потребуется 8—10 рейсов ТКК.

Фирма «Мак Доннелл-Дуглас» произвела сравнитель-
ный анализ этих проектов.

В качестве основной двигательной установки в обоих
случаях предполагается использовать ЯРД HERVA тя-
гой 36 тс. Масса незаправленного ЯМТА 32 т.

В соответствии с концепциями НАСА ЯМТА остается
единственным космическим объектом, на котором в обо-
зримом будущем возможна установка ЯРД.

Специалисты ПАСА считают, что при современном
уровне развития науки и техники создание МТА вполне
возможно.

Однако при их разработке могут возникнуть затруд-
нения, связанные с созданием двигательных установок
104
и решением проблем хранения в космосе криогенных топ-
лив.

Сравнительно медленные темпы проектирования МТА
объясняются сложностями, возникающими при создании
ТКК и орбитальных станций.

Небезынтересно познакомиться с методами разгруз-
ки на орбите полезных грузов, доставляемых ТКК. Один
из них показан на рис. 28.

Рис. 28. Выгрузка ракетной ступени (перевозимый груз) из грузо-
вого блока орбитальной ступени:

/ — орбитальная ступень; 2—Выдвижные рычаги; 3— ракетная ступень;

4— узлы замков; 5 —шарнирные замки

Полезный груз выдвигается из грузового отсека при
помощи телескопических рычагов, на концах которых
имеются шарнирные замки с дистанционным выключе-
нием.

После раскрытия замков рычаги втягиваются внутрь
грузового отсека, орбитальная ступень совершает маневр
и отходит от полезного груза, который стабилизируется
в пространстве собственной системой ориентации.

Контроль за состоянием систем полезного груза осу-
ществляется по радиоканалу.

Зарубежные специалисты считают, что обслуживание
ИСЗ и спасательные операции удобнее производить при
помощи специального модифицированного грузо-пасса-
жирского блока (рис. 29), который может отделяться от
ТКК.

Для обслуживания орбитальных станций намечается
использовать три схемы разгрузки: непосредственную
стыковку орбитальной ступени ТКК со станцией, сты-
ковку через полезный груз и зависание орбитальной сту-
пени на некотором расстоянии от станции. Последний
способ будет применяться только при наличии МТА.

Оптимальным же признан вариант стыковки через

полезный груз с использованием системы манипуляторов.
Разрабатываемая в США
система стыковки и раз-
грузки ТКК (рис. 30) со-

Рис. 29. Схема обслуживания
ИСЗ на орбите:

/ — орбитальная ступень ТКК; 2 —
ремонтный блок; 3 — шланги и кабе-
ли; 4 — трос; 5—манипулятор для
фиксации ИСЗ относительно орбиталь-
ной ступени; 6 — космонавт, произво-
дящий ремонт; 7—искусственный спут-
ник Земли

стоит из двух маиипуля-
торов, кабины управле-
ния манипуляторами,
стыковочного узла со
шлюзовой камерой, про-
жекторов, передающих
телекамер и узлов фик-
сации полезного груза.

Манипуляторы в сло-
женном положении нахо-
дятся в грузовом отсеке
над полезным грузом.

Длина манипулятора
около 15 м, максималь-
ный диаметр 38 см. Каж-
дый манипулятор имеет
три шарнира (первый —
с двумя степенями свобо-
ды, второй — с одной,
третий — с тремя).

В случае отказа в ра-
боте весь манипулятор может отбрасываться для обес-

печения доступа к крышке люка грузового отсека.

В шарнирах используются приводные электродвига-
тели с планетарной передачей.

Предусмотрено ограничение по моменту, соответству-
ющее нормальной силе на конце манипулятора порядка
4,5 кгс.

Каждый манипулятор в отдельности способен из-
влечь из грузового отсека полезный груз максимальной
массы 29,5 т, отодвинуть его на расстояние до 15 м и
повернуть на 90°.

Вся операция занимает не более 5 мин. На стыковку
с объектом, например с орбитальной ступенью другого
ТКК, уходит около 15 мин.
Внутренняя часть кабины управления манипулятора-
ми (сиденье оператора, органы управления, индикаторы
и телевизионные экраны) поворачивается па угол до
180°.

В кабину выведены также дублирующие органы уп-
равления системы ориентации (для стыковки).

Рис. 30. Схема стыковки (б) и разгрузки орбитальной сту-
пени (а):

/ — манипуляторы со схватами (Д); 2 —кабина управления мани-
пуляторами; 5—стыковочный отсек и шлюзовая камера: 4 — про-
жектор (слева и справа); б— телекамера (слева и справа): 6 — под-
веска полезного груза н замок (слева и справа); 7—нижний за-
мок; 8—телекамера; 9—прожектор; 10 — кабина экипажа; // —
стыковочный узел; /2 — шлюзовая камера; /5—отсек оборудова-
ния; 14—лаз для перехода между кабинами; 15 — полезный груз

Предусмотрено три режима управления манипулято-
рами: непосредственное ручное управление произволь-
ными движениями, ручное управление с определенными
граничными положениями рычагов и полностью автома-
тическое управление через бортовую ЦВМ.

Узлы фиксации полезного груза обеспечивают креп-
ление груза в трех точках и смещение его центра масс,
что необходимо для участка входа в атмосферу.
б. НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ РАКЕТ
МНОГОКРАТНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ
И ИХ ИСПЫТАНИЯ

С целью выбора мест размещения комплексов
для сборки, горизонтальных и вертикальных летных ис-
пытаний, запусков и возвращения на Землю серийных
ТКК в НАСА была создана специальная комиссия с уча-
стием представителей ВВС, которая занималась разра-
боткой общего плана создания наземных баз для ТКС.
Для проектирования наземных сооружений намеча-
лось привлечь ряд фирм.

В результате исследований было принято решение:
начиная с 1977—1978 гг. проводить комплексные летно-
конструкторские испытания ТКК, а также последующие
запуски в восточном направлении с мыса Канаверал с
использованием доработанного оборудования стартово-
го комплекса № 39, служащего в настоящее время для
запуска РН «Сатурп-5».

К северу от комплекса намечается построить полосу
длиной около 5 км для посадки ТКК.

Начало работ по созданию наземного комплекса для
ТКК было запланировано на 1975 г.

В конце 70-х годов предполагается строительство
аналогичного комплекса на авиабазе Ванденберг, откуда
будут запускаться ТКК на орбиты с большими наклоне-
ниями.

Зарубежные специалисты считают, что для ракет
многократного использования необходимы специальные
космодромы, расположенные в глубине территории и обе-
спечивающие посадку с любого направления. Такой кос-
модром должен иметь превышение над уровнем моря,
что якобы позволит несколько увеличить массу полезно-
го груза.

При удалении космодрома от побережья ТКК не бу-
дут подвергаться воздействию морского воздуха и соле-
ной воды, что особенно важно для систем многократного
использования.

Считают, что при выборе места для космодрома не-
обходимо учитывать такие факторы, как территориаль-
ное расположение заводов, принадлежащих фирмам-
разработчикам и фирмам-поставщикам топлива, наличие
требуемых условий для испытаний двигателей, трениров-
108
кй летного состава и управления полетами, а также вс
роятность выполнения вынужденных посадок.

На космодроме должен быть пункт подготовки гру

зов, представляющий собой
дью около 3700 м2, вы-
сотой не менее 15 м, в ко-
тором будут принимать-

ся, осматриваться, доку-
ментироваться, распреде-
ляться, упаковываться и
комплектоваться грузы,
отправляемые на орбиту
или доставляемые с ор-
биты.

Загрузка орбитальной
ступени производится в
здании для ремонта ТКК
при помощи мостового
крапа. Дополнительная
загрузка или замена гру-
зов будет выполняться в
здании для вертикальной
сборки при помощи подъ-
емного транспортного
оборудования стартового
комплекса.

При установке ТКК в
вертикальное положение,
перемещении его к стар-
товой площадке и во вре-
мя предстартовой подго-
товки осуществляется не-
прерывный контроль за
полезным грузом.

Топливо и большие

специалыюе здание площа-

Рис. 31. Схема доставки экипажа
в орбитальную ступень ТКК:

/ — орбитальная ступень: 2 —вход для
экипажа; 3—аварийный выход; 4 —
наземное оборудование

опасные грузы загружаются непосредственно перед по-
садкой пассажиров на стартовой площадке.

Для посадки пассажиров предполагается использо-
вать обычный лифт и поворотный трап, при этом пре-
дусматривается аварийный выход из орбитальной сту-
пени (рис. 31).

Для отвода от приземлившейся орбитальной ступени
тепла, накопившегося при входе в атмосферу, предпэла*
гается иметь специальное здание охлаждения.

Некоторые грузы, возможно, придется удалять из гру-
зового отсека сразу же после посадки. Поэтому в здании
охлаждения предусматриваются разгрузочное оборудо-
вание, а также средства для экстренной эвакуации пас-
сажиров в аварийных ситуациях.

Рис. 32. Пусковая установка для ТКК «Астро»

Запуск двухступенчатого ТКК с последовательный
расположением ступеней мыслится осуществлять следую-
щим. образом.

Обе ступени стыкуются в горизонтальном положении
на пусковой установке (рис. 32), на которой смонтиро-
ваны подъемная стрела, энергетическая установка и пус-
ковой стол.

Пусковой стол стыкуется с хвостовой частью первой
ступени и центруется относительно выходного сечения
основного двигателя. Затем вся конструкция занимает
вертикальное положение и ТКК устанавливается на пус-
ковой стол.
ТКК стартует вертикально и через несколько секунд
начинается его разворот в вертикальной плоскости.

По завершении разворота совместный полет ступе-
ней продолжается до окончания работы двигателя пер-
вой ступени.

Для некоторых конструкций ТКК возможен горизон-
тальный старт.

По одному из проектов он осуществляется при помо-
щи специальной наземной разгонной ракетной тележки,
работающей на перегретом паре, и четырех ЖРД ТКК
(рис. 33).

Рис. 33. Разгонная ракетная тележка с ТКК:

1 — ракетная тележка на рельсовых направляющих; 2 — орби-
тальная ступень; 3 — первая (разгонная) ступень; 4 — кабины
экипажа; 5 — схема кабины экипажа

Тележка разгоняется до скорости 880 км/ч по рельсо-
вым направляющим длиной 3,2 км. При разгоне двига-
тели получают питание из топливного бака, установлен-
ного на ракетной тележке. Торможение тележки после
взлета ТКК осуществляется механическими или гидрав-
лическими тормозами.

. Перед пуском, мыслится проводить наземные испыта-
ния ТКК. Поскольку ТКК сочетает характеристики боль-
шого самолета, ракеты-носителя и космического аппара-
та, комплекс испытаний должен соответствовать режи-
мам функционирования каждого из этих объектов.

Испытаниям будут подвергаться отдельные элементы
конструкций и систем перед сборкой ступеней.
В завершение планируются комплексные испытания
перед полетом собранных ступеней, в том числе вибро-
испытания, проверка работы и взаимодействия отдель-
ных систем- и т. д.

Такой широкий комплекс испытаний намечается не
случайно, так как в полете возможны неисправности и
отказы вследствие ряда причин.

В частности, потенциальными источниками опасности,
угрожающей нормальному полету ТКК, а также жизни
и здоровью экипажа, специалисты считают ограничен-
ный ресурс ЖРД главной двигательной установки, огра-
пичённый ресурс ВРД, пожар на борту из-за воспламе-
нения горючего, разрушение элементов конструкции, на-
личие радиоактивного груза и др.

Ограниченный ресурс ЖРД вызывает особую тревогу,
поскольку в эксплуатации ЖРД многоразового включе-
ния еще нет достаточного опыта.

Наименее надежными узлами считаются подшипники
турбонасосного агрегата, особенно насосы подачи жид-
кого водорода.

Весьма опасным агрегатом ВРД считается турбина,
работающая при очень высоких температурах, близких к
предельным температурам материала, из которого вы-
полнены лопатки турбины.

В связи с этим, по мнению специалистов, необходи-
ма разработка новых методов неразрушающих испыта-
ний, позволяющих точно определять оставшийся ресурс
узлов и агрегатов ЖРД и ВРД.

Серьезные проблемы могут возникнуть и при запуске
ВРД из-за потери смазки в вакууме после нескольких
суток пребывания орбитальной ступени в условиях кос-
мического пространства.

Отсутствие или ухудшение свойств смазки подшипни-
ков, регуляторов подачи горючего и прочих узлов ВРД
приведет к перегреву или к полному разрушению двига-
теля.

На участках интенсивного аэродинамического нагре-
ва существует серьезная опасность самовоспламенения
паров керосина, если температура баков превышает 230°.

Другими источниками опасности считают утечку го-
рючего или его паров, особенно во время вертикального
набора высоты после старта, возникновение электроста-
112
тических разрядов во внутренних объемах баков или в
системе подачи.

Во избежание воспламенения горючего предусматри-
вается наддув баков азотом, небольшое количество ко-
торого должно храниться на борту ТКК.

Не исключено также возникновение пожара и взры-
ва баков с жидким кислородом, если они выполнены из
алюминиевых сплавов.

При проектировании бортовых диагностических си-
стем учитывается возможность воздействия на некоторых
участках орбиты на датчики этой системы космического
излучения.

В одних случаях, как считают специалисты, такое
воздействие может привести к недопустимому увеличе-
нию уровня шума, в других (например, когда речь идет
об ультрафиолетовых детекторах пожара) случаях шу-
мовой сигнал может вызвать ложную пожарную тревогу.

При интенсивной ионизирующей радиации ложные
сигналы будут выдавать и детекторы дыма, принцип и
действие которых основаны на измерении электропрово-
димости атмосферы.

Защиты от воздействия радиации требуют также и
полупроводники, которые используются во многих жиз-
ненно важных системах ТКК.

При перевозке радиоактивного груза должны приме-
няться специальные меры по его упаковке, предотвраща-
ющие в случае катастрофы при разрушении орбитальной
ступени радиоактивное заражение местности и атмосфе-
ры. Если не предусмотреть специальных средств охлаж-
дения радиоактивных материалов, они могут явиться ис-
точником пожара на борту вследствие выделяемого ими
тепла.

Другой довольно трудной задачей считается посадка
ступеней ТКК.

Для безопасной посадки в числе прочих мероприятий
обеспечиваются условия видимости Земли из кабины
экипажа с учетом возможных воздействий аэродинами-
ческого нагрева на остекление кабины и окружающую
конструкцию.

К мерам безопасности относятся и использование
аварийной системы герметизации кабины ступеней ТКК,
поскольку экипаж и пассажиры будут находиться в них
без скафандров.

g И. И. Анурссв

113
6. ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА РАКЕТ
МНОГОКРАТНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

Траектория ТКК выбирается из условий обес-
печения безопасности полета, удобства слежения за ним
и характера атмосферных течений.

Типовая схема полета двухступенчатого ТКК при
вертикальном старте представлена на рис. 34. Траекто-

рии 34. Типовая схема полета двухступенчатого ТКК:
/ — ТКК в момент пуска; 2— отделение первой ступени (ускорите-
ля); — выключение доразгонного двигателя; 4— полет по про-
межуточной орбите; 5 — переход на круговую орбиту высотой
185 км; б — полет по переходной траектории; 7 — встреча на задан-
ной орбите; 8 — орбитальный полет; 9 — разделение с космическим
аппаратом; 10, 11 — сход с орбиты; 12 — вход в атмосферу; 13 —
переход на траекторию снижения; 14— снижение; 15— посадка;

16 — возвращение первой ступени на базу

рия ТКК состоит из участков выведения, орбитального
полета и спуска, каждый из которых имеет свои харак-
терные особенности.

На участке выведения возможен как вертикальный,
так и горизонтальный старт.

При вертикальном старте, например, двухступенча-
тый ТКК выводится на высоту 50—60 км при скорости
3 км/с.

ТКК с горизонтальным стартом начинает полет с раз-
гона на земле до скорости, достаточной для взлета с
Рис. 35. Траектория ТКК в пе-
риод взлета:

1— точка старта; 2—горизонталь-
ная проекция траектории выведе-
ния; 3 —точка разделения ступе-
ней; 4 — плоскость орбиты; 5 — уда-
ление точки старта от плоскости
орбиты

углом атаки 15; Далее Он производит крутой набор вы-
соты с увеличением угла наклона траектории до 80 и
выводится по заданной траектории до высоты 50—60 км
при скорости 3 км/с.

Затем происходит разделение ступеней. При этом
включаются ракетные двигатели орбитальной ступени,
которые обеспечивают ей
боковое смещение относи-
тельно разгонной ступени.

Ориентация обеих ступе-
ней во время разделения
сохраняется постоянной при
помощи двигательной си-
стемы стабилизации.

В период выведения
ТКК способен совершать
различные маневры, позво-
ляющие выводить полезные
грузы на орбиты, плоскости
которых не проходят через
точку старта (рис. 35).

Возможность маневра на
участке выведения считает-
ся важным свойством ТКК,
особенно в тех случаях, ког-
да нельзя ждать, пока точка

старта за счет суточного вращения Земли войдет в плос-
кость нужной орбиты.

Такая ситуация, в частности, может возникнуть при
спасении экипажа космического корабля, терпящего бед-
ствие на орбите и лишенного возможности самостоятель-
но вернуться на Землю.

После отделения орбитальной ступени разгонная сту-
пень совершает спуск до высоты 36 км, выполняя при
этом пассивный разворот до тех пор, пока направление
полета не будет проходить через точку старта (рис. 34).

Затем разгонная ступень, используя ВРД, разгоняется
до скорости, позволяющей выполнять планирующий
спуск в точку старта. На ступенях с ракетными двигате-
лями могут применяться и турбореактивные двигатели
для увеличения дальности планирования. При этом сту-
пень возвращается на базу с небольшим, торможением на
максимальном аэродинамическом качестве.

8*

115
Надо сказать, что на разгонной ступени предусмат-
ривается запас топлива, достаточный для второго захо-

да на посадку.

После вывода орбитальной ступени ТКК в космос ей

придется совершать маневры

Рис. 36. Схема возможного орби-
тального маневра орбитальной сту-
пени:

I — угол поворота орбитальной плоскости;
II— первоначальная орбита; III— конеч-
ная орбита: / — точка схода орбитальной
ступени с первоначальной орбиты (пунк-
тирная линия) за счет работы двигателей;
2 — вход в плотные слои атмосферы; 3 —
выход из плотных слоев атмосферы (пе-
реход орбитальной ступени на восходящую
траекторию показан жирной линией); 4 —
апогей восходящей траектории (орбиталь-
ная ступень включает двигатель и пере-
ходит на конечную орбиту—сплошная
линия); 5 — первоначальная тпасса (след
плоскости орбиты на поверхности Земли);
6 — конечная трасса; 7— след пространст-
венного движения орбитальной ступени при
маневре; 8 — высота плотных слоев атмос-
феры (около 100 км)

двигателя сходит с орбиты и

для выполнения различ-
ных задач космическо-
го полета.

Считается, что из
всех видов орбиталь-
ного маневра наиболее
важен поворот орби-
тальной плоскости, так
как он обеспечивает
ступени выход в задан-
ные точки околоземно-
го пространства и про-
ход над нужными точ-
ками земной поверхно-
сти.

Известно, что бал-
листический космиче-
ский корабль может
выполнить такой ма-
невр при помощи мар-
шевого двигателя пу-
тем расхода бортового
запаса топлива.

Аэродинамичес к и й
же поворот космиче-
ского крылатого аппа-
рата является более
эффективным.

При выполнении
аэродинамического ор-
битального маневра
орбитальная ступень в
результате тормозяще-
го импульса бортового
погружается в плотные

слои атмосферы до высот 40—50 км.

При полете в плотных слоях атмосферы с креном
орбитальная ступень под действием аэродинамической
подъемной силы изменяет направление полета на нуж-
иый угол. По устранении крена она выходит из атмосфе-
ры, как бы отскочив от ее плотных слоев (рис. 36).

После подъема на нужную высоту на ступени вклю-
чается двигатель, и она снова разгоняется до орбиталь-
ной скорости. Расчеты показывают, что при одина-
ковой массе полезного груза и одинаковой величине угла
поворота в орбитальной плоскости масса орбитальной
ступени ТКК будет меньше, чем баллистического кораб-
ля. В этом и заключается преимущество аэродинамиче-
ского орбитального маневра перед газодинамическим,
выполняемым лишь при помощи маршевого двигателя.

Считается, что крылатому ТКК присуще еще одно
важное свойство.

Известно, что свободный космический полет сущест-
венно отличается от движения в воздухе, в воде и по
земле: в космосе нельзя двигаться по одной и той же
траектории с различными скоростями.

В соответствии с законами небесной механики каж-
дой траектории свободного космического полета соот-
вествует строго определенная скорость, точнее, пределы
и характер ее изменения.

Например, на круговой орбите с высотой 160—200 км
постоянная скорость составляет около 7,9 км/с.

При движении по эллиптической орбите скорость
становится переменной, изменяющейся по «закону пло-
щадей» Кеплера.

Если внезапно изменить скорость КА, то он немед-
ленно перейдет на другую орбиту.

Так, если начальная орбита была круговой, то умень-
шение скорости заставит корабль перейти на внутренний
по отношению к исходной окружности эллипс, а увеличе-
ние— па вытянутый эллипс, охватывающий начальную
круговую орбиту.

Это полностью относится к баллистическому кораблю.

В отличие от него ТКК способен некоторое время,
определяемое возможностями его теплозащиты, осу-
ществлять полет по круговой орбите со «сверхкруговой»
скоростью: от перехода на эллиптическую орбиту его
удержит отрицательная подъемная сила, которая соз-
дается в «перевернутом» полете.

Увеличение скорости в первую очередь сократит вре-
мя полета на заданное расстояние, что может быть весь-
ма важно.
Считается, что маневренные возможности «сверхкру-
гового» аппарата превосходят возможности обычного
«кругового» корабля. Схема маневренных возможно-
стей ТКК приведена на
рис. 37.

Выполнив программу
космического полета, орби-

Рис. 37. Маневренные возмож-
ности орбитальной ступени:

1 — рабочая траектория (эллиптиче-
ская. параболическая или гипербо-
лическая); П—эллиптическая тра-
ектория выведения; /77 —эллипс
возврата; /V — круговая орбита;
V — плотные слои атмосферы; 7 —
точка старта ТКК и обычной раке-
ты-носителя; 2 — конец начального
активного участка; 3 — переход с
эллипса выведения на рабочую
траекторию; 4 вход в атмосферу;
5 — перигей рабочей траектории;
$ — выход из атмосферы на эллипс
возврата; 7 —переход на круговую
орбиту

та льнам ступень снижается
горизонтально, как обыч-
ный самолет.

Полагают, что такое
снижение более надежно и
безопасно, чем «мягкая» по-
садка баллистического ко-
рабля при помощи парашю-
тов и пороховых двигате-
лей.

При спуске ступеням
ТКК присущи особенности,
которые в значительной ме-
ре отличают их от балли-
стических кораблей, испы-
тывающих при входе в
плотные слои атмосферы
большие перегрузки в ре-
зультате очень сильного ло-
бового сопротивления. Бал-
листический корабль дви-
жется по довольно крутой
траектории, при этом он мо-
жет вернуться на поверх-
ность Земли только в точку,
которая лежит в плоскости

его орбиты.

Крылатый же космический корабль при спуске может

планировать, использовать аэродинамические силы для
управления траекторией полета и, таким образом, про-
извольно искривить ее в вертикальной и горизонтальной

плоскостях.

Вертикальный маневр позволяет варьировать про-
дольную дальность спуска, а горизонтальный — боковое
отклонение (рис. 38, а).

Такой двойной маневр дает возможность ТКК возвра-
щаться с орбиты не в точку, лежащую в плоскости ор-
биты, а в довольно широкую область па поверхности
Земли (рис. 38, б),

Рис. 38. Маневренные возможности орбитальной ступени при
посадке (примерные схемы):

а — маневр орбитальной ступени при посадке: / — точка схода орби-
тальной ступени с орбиты; 2—орбитальная плоскость; 3— возмож-
ные точки посадки: 4 -* максимальное удаление точки посадки от
плоскости орбиты; 5 — доступная зона посадки; б — сравнительные
площади приземления орбитальной ступени и баллистического аппа-
рата при сходе с одинаковой орбиты

Таким образом, ТКК в отличие от баллистического
корабля может вернуться на свою базу не только с про-
ходящих над ней орбит, по и с орбит, проходящих в
стороне от базы.

Предельное боковое удаление точки приземления от
плоскости орбиты зависит от степени аэродинамического
совершенства орбитальной ступени ТКК, которую приня-
то измерять величиной так называемого максимального
аэродинамического качества, т. е. отношением аэродина-
мической подъемной силы к силе лобового сопротивле-
ния.

В зарубежной печати сообщалось, что если это отно-
шение близко к трем, то отклонение посадочной траекто-
рии от плоскости орбиты может достигать нескольких
тысяч километров.

Поскольку принято требование пилотируемого возвра-
щения с орбиты и приземления ступеней ТКК, сущест-
венным элементом программы ТКК считается отработка
ручного и автоматического режимов полета ступеней
при возвращении их с орбиты на Землю, в том числе
стандартной методики захода на посадку на выделенные
базы с выключенными двигателями.

Специалисты НАСА полагают, что до создания систе-
мы автоматического управления при посадке следует
разработать методику и технику ручного пилотирования
ступеней ТКК. При этом рекомендуется учитывать ряд
требований. Наиболее важным из них считается полная
совместимость ручного и автоматического режимов пи-
лотирования, причем, полагают, что совместимость долж-
на обеспечивать переход от одного режима к другому и
гарантировать, чтобы отказ автоматики не поставил лет-
чиков перед неразрешимыми проблемами управления.

Рекомендуется определить реальные конструктивные
требования к автоматике, к режиму ручного управления
при возвращении па Землю, обосновать необходимый ми-
нимум экранных индикаторных устройств в кабине.

Считается также, что следует разработать простую и
надежную систему наведения и навигации при посадке.

Все эти проблемы довольно полно впервые исследо-
вались фирмой «Локхид» в 1971 г. на тренажере НАСА
при заходе орбитальной ступени на посадку с выключен-
ными двигателями (рис. 39).

В программу вводились характеристики орбитальной
ступени с крылом дельтовидной формы, способной со-
вершать значительный боковой маневр. Полная посадоч-
ная масса ступени принималась 95 т, а расчетная дли-
на — 50 м. В ходе исследований были разработаны эле-
менты системы ручного управления, обеспечивающей
приемлемые значения аэродинамического качества во
всем рабочем диапазоне полета.

Метод управления энергией ступени при посадке пре-
дусматривал использование модуляции аэродинамиче-
120
Цилиндрический

9

£

СТ £

Е
о
о

~	Заход

Воздушные на посадку

Расчетная

Начало

450

точка
МОм

выравнивания

„	300 л/ Последняя

прямдя захода
на посадку

(8

В ~5200м

ючевая
точка

„Токин** N-1

Н=3600м

4,45клГ

о „Такая

____fL2^

15Л6км

l________:—______i_______J_________г

О 5 Ю 15	20

Расстояние км
В

со

Рис. 39. Схема посадки ороитальной ступени с выключенными дви-
гателями:

а —управление энергией ступени в районе посадки; б — начало захода на
посадку и последняя прямая захода на посадку; в — нормальные условия
захода на посадку и приземления; / — исходное положение («—18°, V —
— 360 км/ч, в = 9е, Н = 30 000 м); 2 — коррекция курса (угол курса 45°, V =
= 360 км/ч); 5—4 — полет с максимальным аэродинамическим качеством, По-
стоянный угол тапгажа 9°, гашение скорости («и17°, V » 315 км/ч. » =
= 9°);	4 — пересечение цилиндрической зоны рассеяния энергии (а*-13°,

V — 360 км/ч, е — 9°); 5— начало разворота с креном 45° (//-• П 500 м);
6—7 — начальный участок захода на посадку, курс по касательной к окруж-
ности разворота на малой высоте (а = 13°, V « 360 км/ч, е— 14°, Н — 10 000—
3600 м); 7 — разворот с креном 30° и выход на прямую захода на посадку
V = 475 км/ч (применение аэродинамического торможения); 8— высота, соот-
ветствующая ключевой точке (// = 3600 м); 8—9 — последняя прямая захода
иа посадку (а — 9,5° . V  475 км/ч, «	19,7°. Н — 3 600—245 м); 9—10 — вырав-

нивание (перегрузка 1,3 /Г, V 475—335 км/ч. Н — 245—0 м); 10—призем-
ление на расстоянии 450 м за началом ВПП (ч • Н°, V — 355 км/ч, ® *

- 1°, 11 - 0)

ского качества для управления углом наклона траекто-
рии полета (е) и максимизацию величины потенциальной
энергии (высотой) вплоть до приземления на взлет-
но-посадочную площадку (ВПП). При этом угол накло-
на траектории увеличивался так, что конечный заход на
посадку мог быть выполнен с достаточным запасом кине-
тической энергии для точного выравнивания и Приземле-
ния.

Величина воздушной скорости приземления находи-
лась в пределах 364 ± 15 км/ч. Ступень достигала макси-
мального аэродинамического качества 4,9 на дозвуко-
вом (при угле атаки а=17) и 2 — на сверхзвуковом
(а = 19 ) режимах полета.

В визуальную систему тренажера входила телевизи-
онная камера, работавшая в замкнутом канале. Камера
имела шесть степеней свободы по отношению к трехмер-
ной модели земной поверхности в соответствии с рассчи-
тываемыми на ЭВМ положением и ориентацией орби-
тальной ступени.

Перед летчиком на одном из двух телевизионных мо-
ниторов возникало изображение пространства, которое
обычно наблюдается через переднее и боковое остекле-
ние кабины.

Летчик манипулировал органами управления в соот-
ветствии с информацией, считываемой с приборов и ви-
деоиндикаторов.

На приборной доске кабины расположены инерциаль-
ный указатель скорости и высоты, указатель числа Ма-
ха, радиолокационный высотомер, указатели скорости
снижения, нормального ускорения, угловой скорости,
крена и динамической нагрузки.

Для решения навигационных задач полета использо-
вались совмещенный магнитный индикатор RMI, дающий
магнитный пеленг и указывающий магнитный курс на
станции военной навигационной системы «Такан», инди-
катор дальномерной аппаратуры ДМЕ, показывающий
горизонтальную дальность в милях до любой из выбран-
ных станций, и индикатор курса и глиссады (направление
скольжения) ILS.

Основные органы управления орбитальной ступени
включали двухстепенный регулятор управления по тан-
гажу и крену и педали управления рулем направле-
ния.

К дополнительным органам относились тумблеры
электромеханического управления и выпуска шасси, руч-
ка воздушного торможения, тумблер селекции продоль-
ной балансировки и пусковые тумблеры.

В тренажере использовался минимум навигационного
оборудования, позволяющего летчику в любой момент
фиксировать положение орбитальной ступени и опре-
делять глиссаду и курс при заходе на посадку.

Управление энергией ступени при входе в окно захо-
да на посадку производилось летчиком при помощи двух
радионавигационных станций системы «Такан» (рис. 39,
б, в), имеющих дальномерное оборудование ДМЕ.

Индикатор курса и глиссады ILS указывал угловое
отклонение по горизонтали и вертикали от’ глиссады.

Курсовой радиомаяк был расположен на дальнем
конце ВПП, а глиссадный радиомаяк установлен на рас-
стоянии приблизительно 900 м до начала ВПП в точке,
где глиссада пересекает поверхность при отсутствии ма-
невра выравнивания.

Для испытаний различных методов выравнивания
предусматривалась простая регулировка угла наклона
глиссады и удаления глиссадного радиомаяка от начала
ВПП.

Системы управления разрабатывались в соответствии
с типичными критериями характеристик управляемости
и рекомендациями летчиков.

Исходными служили простые командные системы уп-
равления с фиксированным усилением по всем трем осям
управления.

Системы управления совершенствовались путем вво-
да модифицированных командных систем управления по
всем трем осям с небольшими коэффициентами усиле-
ния, зависящими от числа Маха, угла атаки и скорост-
ного напора.

На сверхзвуковом режиме полета осуществлялось не-
посредственное управление по каналу тангажа, а на
дозвуковых режимах к этому каналу подключался сгла-
живающий фильтр, который фактически сводил управле-
ние к демпфированию. Таким образом, летчик имел воз-
можность более точно контролировать нормальное уско-
рение при сохранении желательных характеристик
демпфирования командной системы управления.

При разработке техники управления полетом и расче-
те основных полетных характеристик для решения задач
управления применялся следующий метод.

После установления профиля ветра и характеристик
маневренности ступени как функций числа Маха, высо-
ты, углов атаки и крена и скоростного напора было оп-
ределено «энергетическое окно» для высоты 30000 м, а
затем проведены контрольные «полеты».

«Энергетическое окно» строилось из расчета прихода
орбитальной ступени к станции «Такан» № 1 на высоте
5200 м.

Особое внимание обращалось на технику пилотирова-
ния на конечном этапе захода на посадку и при выравни-
вании (рис. 39, б, в).

Исследование неноминальных условий захода на по-
садку в 10 км от конца ВПП (дальность «ключевой точ-
ки» последней прямой захода па посадку) позволяло
определить, что захват глиссадного луча может быть
осуществлен при поперечных смещениях от курсового
радиомаяка ±3,6 км- и вертикальных смещениях от вы-
соты 2100 до 5400 м с последующей успешной посад-
кой.

Управление энергией в целом (от высоты 30 000 м
до точки приземления) исследовалось при начальных
условиях, соответствующих «энергетическому окну», а
также обеспечивающих выход к «ключевой точке» по-
следней прямой захода на посадку с ряда направлений
(рис. 39, б, в).

Техника управления энергией и пилотирования оказа-
лись настолько простыми и легкими, что заход на по-
садку успешно обеспечивался во всех «полетах» как при
ветре, так и в безветренную погоду.

В модели ветра учитывались воздушный поток со
скоростью 180 км/ч и перемена направления его на 180°
на стадии полета по последней прямой захода на по-
садку.

Модель программировалась таким образом, что меж-
ду полетами можно было менять профиль ветра по ази-
муту и обеспечивать различные условия полета.

На последней прямой захода на посадку учитывались
порывы ветра.

Специалисты фирмы «Локхид» рассматривали не-
сколько видов пилотируемых полетов при посадке, в
частности исследовался планирующий полет с макси-
мальным аэродинамическим качеством к цилиндрической
зоне рассеяния энергии (рис. 39, а, б).

Рекомендовалось в начале планирующего полета оп-
ределить по индикаторам совмещенного магнитного ука-
зателя RMI ц дальномерной аппаратуры ДМЕ отпоси-
124
тельный пеленг и дальность по радионавигационной
станции «Такан» № 1.

Приняв решение идти к цилиндрической зоне рас-
сеяния энергии (в противоположность прямому заходу на
посадку), летчик должен выполнить разворот и выйти
на направление по касательной к цилиндрической зоне
рассеяния энергии (рис. 39, а, б).

Таким направлением считался курс, для выхода на
который требуется наименьший угол разворота, или, что
то же самое, если пеленг станции находится слева от
носовой части ступени, то наиболее желательный курс
пройдет справа, при этом ступень будет обходить на-
земную станцию по окружности при левом развороте со
снижением. Сохраняя во всех точках разворота значение
скорости V=360 км/ч, необходимо следовать касатель-
ным к цилиндру курсом и лететь с максимальным аэро-
динамическим качеством до прихода в точку касания с
ВПП.

При определении курса, касательного к цилиндру,
принималось: цилиндр радиусом 25 км стягивает угол 20°
между направлением на пеленг наземной станции и ка-
сательным к цилиндру курсом на дальности 74 км или
угол 30° на дальности 50 км.

После прихода к цилиндрической поверхности необ-
ходимо разогнаться и поддерживать скорость полета
360 км/ч.

Далее рекомендовалось производить снижение,
оставаясь на поверхности цилиндра. Для выполнения
этого маневра надлежит держать угол крена пример-
но 15° на больших высотах и примерно 8° на малых.

На высоте 11 500 м следует приступить к выполнению
разворота в направлении станции «Такан» № 1
(рис. 39, б), для чего стрелка индикатора пеленга RMI
ставится на нуль.

Если перед началом разворота дальность до станции
«Такан» № 1 превышает 24,3 км, то высотой 600 м обе-
спечивается изменение дальности на 2,8 км. Иначе гово-
ря, если удаление от станции «Такан» № 1 равно 28 км,
го разворот рекомендуется начинать на высоте 12 000 м>,
а при удалении 18 км выполнение разворота следует за-
держать до высоты 10 800 м.

При дальности 19,8 км высота полета приближаю-
щейся к станции «Такан» № 1 ступени должна состав-
лять около 9300 м.

При этом необходимо следить за курсом на началь-
ном этапе захода на посадку.

Если значение курса находится в интервале 260 и
110°, его надо выдерживать в направлении на станцию
«Такан» № 1, приближая тем самым, момент разворота
к последней прямой захода на посадку с целью захвата
курсового радиомаяка приблизительно в 5,4 км от стан-
ции.

Завершая разворот для выхода на последнюю пря-
мую посадки (на высоте 3600 м) над станцией «Такан»
№ 2 (рис. 39, б, в), необходимо осуществить захват кур-
сового и глиссадного радиомаяков. Далее рекомендует-
ся удерживать снижающуюся ступень на глиссаде, уве-
личивая скорость до 475 км/ч.

Это значение скорости на конечном, участке полета
сохраняется путем управления аэродинамическими тор-
мозами. При этом осуществляется ручной режим балан-
сировки ступени.

На высоте примерно 250 м следует начать выравни-
вание ступени с перегрузкой 1,3—1,5 g.

Во избежание вращения ступени и ликвидации тен-
денции ее к взмыванию после выравнивания необходимо
действовать ручкой управления.

Выравнивание предлагается заканчивать у поверх-
ности ВПП и приземляться примерно в 450 м за началом
ВПП со скоростью 335 км/ч (рис. 39, в).

На основании результатов выполнения программы
имитации полетов па тренажере при посадке ступеней с
выключенными двигателями специалисты фирмы «Лок-
хид» дали некоторые предложения, которые рекомен-
дуется учитывать при дальнейшей разработке ТКК.

В частности, указывалось, что летчики, используя
обычное навигационное оборудование, могут осуще-
ствлять посадку орбитальной ступени с выключенными
двигателями при произвольных начальных условиях и
неизвестных параметрах ветра.

Отмечалось, что рекомендуемый метод управления
энергией ступени достаточно прост как в освоении, так
и в применении.

В процессе планирующего снижения предлагалось
максимизировать величину потенциальной энергии до тех
126
пор, пока не будет осуществлен выход на последнюю пря-
мую захода на посадку. Затем при наличии достаточного
запаса кинетической энергии на последней прямой реа-
лизовать возможность точного выравнивания и посадки.

Указывалось также, что характеристики управляе-
мости орбитальной ступени дельтовидной фермы при
посадке вполне удовлетворительные.

Для управления ступенью при снижении следует ис-
пользовать только три значения воздушной скорости и
два основных значения угла крепа.

До тех пор пока не произведен выход к цилиндру рас-
сеяния энергии, полет совершать с максимальным аэро-
динамическим качеством и скоростью 315 км/ч. Затем
весь путь до последней прямой захода на посадку необ-
ходимо преодолеть со скоростью 360 км/ч, а на этой
последней прямой скорость должна составлять 475 км ч.
На развороте при выходе на последнюю прямую захода
на посадку следует выдержать угол крена 30°, а при всех
других значениях изменения курса — угол 45°.

На последней прямой захода на посадку аэродинами-
ческие тормоза используются только для управления
воздушной скоростью при выдерживании постоянного
наклона глиссады.

Единственный случай, когда они еще могут потребо-
ваться, — это заход на посадку при значительном попут-
ном ветре. В этой ситуации аэродинамические тормоза
можно использовать для уменьшения избыточной высоты
при сохранении постоянной воздушной скорости, равной
370 км/ч. Указанные приемы пилотирования рекомен-
дуется применять в пределах «энергетического окна» на
высоте 30 000 м, величина которого достаточна для того,
чтобы не следовать непосредственно в направлении на
радионавигационную станцию.

Эти приемы можно применять даже в тех случаях,
когда неизбежен перелет цилиндрической зоны рассея-
ния энергии из-за неудачного разворота на высоте.

Не следует пользоваться аэродинамическими тормо-
зами до начала захода на посадку, поскольку весь про-
цесс маневрирования при входе в цилиндрическую зону
рассеяния энергии выполняется при скорости 370 км/ч.
Использование же аэродинамических тормозов на этом
участке будет только уменьшать потенциальную энергию
(высоту) без улучшения характеристик маневренности.
С учетом требований к оборудованию кабилы летчика
можно строить специальные номограммы, позволяющие
летчику визуально определять положение ступени.

Однако после имитации нескольких полетов с управ-
лением энергией летчик убеждается, что для выполнения
полетов номограммы не нужны, так как положение сту-
пени можно определять при помощи показаний приборов
и по памяти. Получив некоторые практические навыки,
можно стабильно выходить к «ключевой точке» послед-
ней прямой захода на посадку с поперечным смещением
менее 0,9 км и в пределах 300 м от номинальной высоты
полета 3600 м.

Отмечалось также, что конструкция систем управле-
ния ТКК должна быть такой, чтобы в системе человек-
автомат возможности человека использовались мини-
мально.
Глава Ui

НЕКОТОРЫЕ КОНСТРУКТИВНЫЕ

СХЕМЫ РАКЕТ

МНОГОКРАТНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

Практическое освоение и использование кос-
мического пространства в будущем требует разработки
безопасных в эксплуатации и экономичных летательных
аппаратов, способных выводить значительные полезные
грузы на орбиты.

В США и других странах, в частности в ФРГ, Фран-
ции и Англии, было рассмотрено много вариантов таких
аппаратов, в основном на базе двух ступеней и более.

Изучались также и схемы одноступенчатых ТКК мно-
гократного использования, которые после решения ряда
проблем, по мнению зарубежных специалистов, смогут
обеспечивать в некоторых случаях транспортировку гру-
зов в космос более эффективно, чем, многоступенчатые
ТКК. Кроме того, одноступенчатые ТКК в будущем мы-
слится применять в качестве первых ступеней для тран-
спортных космических систем, предназначенных для
освоения дальнего космоса.

Из множества рассмотренных зарубежными специа-
листами схем можно выделить следующие: одноступен-
чатые и полутораступенчатые, двухступенчатые двух- и
трехэлементные с последовательным и параллельным
соединением ступеней.

1.	ОДНОСТУПЕНЧАТАЯ

И ПОЛУТОРАСТУПЕНЧАТАЯ СХЕМЫ

К наиболее ранним работам по созданию од-
ноступенчатых ракет многократного использования мож-
но отнести американский проект ТКК «Астроплан»
(рис. 40), предназначенный для экономичной транспорти-
ровки больших полезных грузов на околоземные орбиты
при высокой интенсивности перевозок.

9 И. И. Ануреев

129
Он может также служить первой ступенью многосту-
пенчатого ракетного аппарата, выполняющего задачи, не
связанные с полетами на низкую орбиту, или осуществ-
ляющего дальние (свыше 9000 км) транспортировки обо-
рудования и пассажиров.

Рис. 40. Общий вид ТКК «Астроплан»:

/ — полезный груз; 2 — кабина экипажа; 3 — бак горючего; 4 — орган аэроди-
намического управления; 5 — двигатель управления вектором тяги; 6 — дви-
гатели, работающие на жидких кислороде и водороде; 7 — вертикальный ста-
билизатор; 8—бак окислителя

ТКК снабжен ракетными двигателями, работающими
на жидких водороде и кислороде. Он стартует вертикаль-
но и после выполнения программы приземляется на
стартовую площадку.

Характерной особенностью проекта считается доволь-
но своеобразное размещение топливных баков, которые
образуют поверхности, создающие подъемную силу и
обеспечивающие аэродинамическую устойчивость. Это,
по мнению специалистов, позволяет производить гори-
зонтальную посадку и обеспечивает многократность ис-
пользования ракеты при минимальной подготовке к по-
следующему полету.

Специалисты считают, что по данной схеме можно
построить как одноступенчатый, так и двухступенчатый
130
аппарат, причем оба они будут обладать значительными
преимуществами перед существующими РН.

В частности, предполагалось, что при нормальных
условиях эксплуатации стоимость вывода 1 кг массы
полезного груза не превысит 22 долларов, а надежность
выполнения задачи будет более 98%.

Согласно расчетам стартовая масса одноступенчатого
ТКК составляла 4540 т, масса полезного груза, выводи-
мого па околоземные орбиты, — 200 т, посадочная мас-
са — около 331 т.

Для повышения эффективности конструкции, воспри-
нимающей нагрузки, кислород, составляющий приблизи-
тельно 74% полной массы корабля, размещается в ци-
линдрическо-конических баках, расположенных перпен-
дикулярно к продольной оси ТКК (рис. 40).

Основные двигатели (первоначально их было 10, рас-
полагались они в два ряда), каждый из которых разви-
вает в вакууме,тягу 680 тс, крепятся к задней части этих
баков, а полезный груз крепится к передней.

Жидкий водород, составляющий 15% стартовой мас-
сы ТКК, находится в стреловидных коническо-цилиндри-
ческих баках.

Водородные баки соединяются с поперечными баками
центрального тела под углом 45° при помощи усиленного
кольцом соединения.

Крыльевые подвижные поверхности управления у
концов баков обеспечивают аэродинамическую баланси-
ровку и управление.

Управление вектором тяги осуществляется четырьмя
дросселирующими двигателями, установленными на кон-
цах баков. К такому решению специалисты пришли
вследствие того, что конфигурации ТКК соответствуют
малые моменты векторов тяги основных двигателей от-
носительно центра тяжести.

В первоначальном конструктивном варианте для уп-
равления вектором тяги предусматривались двигатели,
имеющие тягу 45,4 тс каждый.

Водородные баки опорожняются с каждого конца
специальными насосами, которые подают топливо к ос-
новным двигателям.

Все нагрузки во время разгона и возвращения вос-
принимаются конструкцией, имеющей криогенные темпе-
ратуры, при возвращении в атмосферу до высокой тем-
пературы нагревается только ненагруженный тепловой
экран.

Водородные баки изготавливаются из титана, а кис-
лородные — из высокопрочной стали.

Специалисты считают, что данная конструкция прием-
лема только для ТКК на водородном горючем, поскольку
вследствие малой плотности водорода нагрузки от топ-
лива минимальны.

Проектные проработки показали, что по крайней ме-
ре 75% общего полезного груза составляет топливо (кис-
лород и водород для химических ракет, водород — для
ядерных).

По мнению конструкторов, «Астроплап» должен
иметь высокую надежность благодаря одноступенчатой
схеме, управляемому входу в атмосферу, горизонтальной
посадке и дублированию подсистем.

Принятый на ТКК принцип дублирования конструк-
ции для двигателей и подсистем позволяет приблизить
его надежность к надежности самолета.

Полагали также, что одноступенчатая схема ТКК
обеспечивает уменьшение числа узлов, упрощает запуск
и требует спасения только одной ступени.

Управляемое возвращение с орбиты предусматривает
компенсацию ошибок навигации при возвращении в ат-
мосферу.

Полет «Астроплана» представлялся следующим обра-
зом.

Незаправленный ТКК доставляется за 8 ч до пуска
па стартовую площадку и устанавливается вертикально
на пусковое устройство. После установки полезного гру-
за, заправки топливом и окончательного контроля всех
систем запускаются двигатели и ТКК освобождается от
стопорного устройства. По траектории он летит почти с
нулевой подъемной силой в течение примерно 365с с ра-
ботающими двигателями.

За это время достигается высота около 92 км, а ско-
рость немного превышает орбитальную скорость и равна
величине, необходимой для выхода на орбиту заключи-
тельной встречи. ТКК находится на промежуточной ор-
бите до тех пор, пока не будут определены ошибка
траектории и условия совмещения орбит.
После перехода с промежуточной орбиты осущест-
вляются маневры встречи и стыковки, полезный груз
доставляется к месту назначения.

С включением в соответствующей точке орбиты тор-
мозных двигателей ТКК теряет высоту и возвращается
в атмосферу под малым углом. Полет его замедляется,
и при аэродинамическом управлении он планирует до
стартовой площадки в пределах заданного «коридора»
аэродинамического полета.

После посадки-ТКК проводятся его осмотр, обслужи-
вание и подготовка к следующему запуску.

Проектом предусматривалась планирующая посадка
ТКК «Астроплан» при возникновении неисправностей до
выхода его на орбиту.

В случае катастрофы экипаж должен спасаться в
приданном ТКК космическом корабле типа «Джеминай»,
а ТКК — уничтожаться системой ликвидации.

Американские ^специалисты считают, что определен-
ный интерес представляют одноступенчатые ТКК со сме-
шанной двигательной установкой, включающей в себя
несколько типов двигателей.

• На одной ступени, по их мнению, можно комбиниро-
вать ВРД, ТРД и ракетные двигатели (ЖРД и РДТТ).

Так, например, ТРД или турбопрямоточные двигате-
ли на углеводородном горючем, работающие на взлете и
начальном этапе разгона, можно объединить с водород-
ными ПВРД со сверхзвуковым горением для последую-
щего разгона и крейсерского полета.

Если же водородные ВРД объединить с ЖРД на
жидких кислороде и водороде, го оптимальное решение
может быть получено, если ВРД включается раньше
ЖРД.

В случае когда вместо ВРД используется ЖРД на
топливах длительного хранения или на паре углеводо-
род-кислород, сначала должны включаться ЖРД.

Из ракетных двигателей зарубежные специалисты
рекомендуют комбинировать РДТТ, ЖРД, работающие
па топливах длительного хранения и на криогенных ком-
понентах, а также ЯРД.

Возможности РДТТ представляются ограниченными
из-за большой инертной массы.

Однако считается, что в корпус РДТТ можно поме-
щать твердые топлива различной плотности и сжигать
их в последовательности, необходимой для получения
нужных преимуществ двигательной установки.

Кроме того, рекомендуется использовать гибридные
ракетные двигатели.

Если РДТТ применяются как разгонные блоки для
жидкостных ракет, их можно сбрасывать после прекра-
щения работы (как на РН «Титан-ЗС»).

Рис. 41. Одноступенчатый ТКК со смешанной двигательной уста-
новкой

При объединении химических и ядерных двигателей
в одноступенчатом ТКК химические двигатели создают
тягу для взлета и подъема в большей части атмосферы.
Затем на значительных высотах включаются ядерные
двигатели.

Импульс для схода с орбиты в таких ТКК может соз-
даваться химическими двигателями после «захолажива-
ния» реактора ЯРД.

Компоновка одноступенчатого ТКК со смешанной
двигательной установкой приведена на рис. 41.

Основными элементами такого ТКК являются два
водород-кислородных бака, расположенные над конст-
рукцией крыла и центроплана, где размещены баки для
топлива RP-1 (керосин).
Компоненты орбитального топлива содержатся в
отдельных баках.

Отсек для полезного груза установлен над основными
криогенными баками.

Старт и первый режим полета осуществляется на 12
керосин-кислородных ЖРД с высоким давлением^ в ка-
мере сгорания, второй режим — на двух водород-кисло-
родных ЖРД с выдвижными сопловыми насадками.

Для посадочных режимов предусмотрены ВРД.

Надо сказать, что габариты и конструкция односту-
пенчатого ТКК не оптимизировались, поэтому при ана-
логичной компоновке бакового отсека возможны другие
конфигурации, в том числе и дельтовидные с высоким ги-
перзвуковым аэродинамическим качеством.

Не оптимизировались также траектории выведения.
Считалось, что полная оптимизация проектных парамет-
ров и режимов полета позволит несколько увеличить
массу полезного груза при предполагаемой стартовой
массе ТКК около 2000—2200 т.

Кроме выполнения типовых операций (выведение, на-
пример, полезного груза массой 14 т на орбиту высотой
500 км с наклонение^ 55°, массой 38 т—на орбиту высо-
той 185 км с наклонением 28,5° и массой 16 т—на орби-
ту высотой 185 км с наклонением 90°) одноступенчатый
ТКК со смешанной двигательной установкой может вы-
ходить на орбиту высотой 185 км и наклонением 55° с
полезным грузом массой около 12 т для инспекции кос-
мических объектов.

Полагалось также, что ТКК со смешанной двига-
тельной установкой может быть приспособлен для вы-
полнения гиперзвуковых транспортных операций, в част-
ности для перевозки груза массой 54,5 т на расстояние
18 500 км (132 т на 11 100 км) или несколько меньше
при ограничении максимальной перегрузки до 3 g.

Предварительный экономический анализ, проведен-
ный зарубежными специалистами, показал, что примене-
ние одноступенчатого ТКК со смешанной двигательной
установкой позволит не только создать более эффектив-
ный летательный аппарат, но и снизит (по сравнению с
двухступенчатой системой многократного использования
и многоступенчатой системой с многократным использо-
ванием отдельных ступеней) общую стоимость програм-
мы, рассчитанной на 1000 полетов, по крайней мере на
40%.

Работы по созданию одноступенчатых РН многократ-
ного использования велись и в западноевропейских стра-
нах.

Рис. 42. Схема ТКК ВЕТА

Так, в ФРГ рассматривался проект одноступенчатого
ТКК многократного использования ВЕТА (рис. 42), рас-
считанный на применение в качестве челночного аппара-
та для орбит высотой около 200 км.

Конструкция ТКК базируется на технике и техноло-
гии РН «Сатурн-5» и отсеков КК «Аполлон». Считается,
136
что основным преимуществом ТКК ВЕТА перед обыч-
ными РН является отсутствие сбрасываемых ступеней.
Это позволяет запускать его со стартовых баз в европей-
ских странах, а также производить посадку на площад-
ки, не подготовленные для этой цели.

Кроме того, ТКК привлекает якобы своей техниче-
ской простотой и легкостью эксплуатации и обслужива-
ния.

ТКК ВЕТА имеет стартовую массу 130 т, из которых
115 т приходится на топливо.

Требуемая стартовая тяга создается 12 ЖРД с ка-
мерами высокого давления. Удельный импульс двигате-
лей равен 380 м/с на уровне моря, а при дополнитель-
ном! расширении, которое обеспечивается центральным
телом (используется также в качестве теплозащитного
экрана при входе ТКК в атмосферу), достигает в усло-
виях космического пространства 470 м/с.

Конструкция ТКК ВЕТА отличается от конструкции
обычном РН тем, что имеет теплозащитный экран, шас-
си, а также малое отношение длины к диаметру.

Относительно большой диаметр корпуса ТКК, равный
7,8 м, обеспечивает снижение удельной нагрузки во вре-
мя входа в атмосферу, а также более низкое расположе-
ние центра тяжести, что позволяет сохранять устойчи-
вость в полете и'при стоянке.

Шасси рассчитано на скорость при контакте 8 м/с,
затем опа механически снижается до нуля. Шасси состо-
ит из шести пог, но посадка безопасна и при наличии
четырех ног (если две выйдут из строя).

При разработке конструкции ТКК предусматривалось
использование современных материалов. Поэтому, если
исходить из возможности применения материалов и тех-
ники, которые будут в 80-х годах, то масса конструкции
аппарата может быть уменьшена, а масса полезного
груза увеличена.

Сферический бак для жидкого водорода объемом
243 м3 предполагается изготовлять из листового титана
толщиной 0,6 мм. И хотя эта задача довольно трудная,
решение ее будет компенсировано экономией в массе
конструкции (около 1,2 т) по сравнению с массой бака
такой же емкости из стали или алюминия.

Расчетная масса бака для горючего составляет
600 кг‘, а с изоляцией, перегородками для гашения
колебаний и т. д. достигает 980 кг. Бак для жидкого
кислорода объемом 100 м3 имеет тороидальную форму.
Считается, что такое решение упрощает установку бака
и двигателя.

Бак изготавливается из листов алюминиевого сплава
толщиной 2 мм. Общая масса топливных баков 1550 кг.

Топливо, необходимое для маневров на геоцентриче-
ской орбите, входа в атмосферу и посадки, хранится в
специальных топливных баках с более надежной тепло-
защитой для предотвращения повышенных испарений.

Полагают, что ТКК ВЕТА имеет минимальные для
одноступенчатого аппарата многократного использова-
ния размеры.

При массе топлива 115 т номинальная масса полез-
ного груза, выводимого ТКК на орбиту, равна 2,7 т
(с учетом возможности возвращения аппарата на Землю).

Если с ТКК снять оборудование, необходимое для
возвращения и посадки, то масса груза, выводимого на
орбиту, возрастет до 4,2 т.

Конструкция ТКК позволяет устанавливать вторую
ступень или специальный модуль с силовой установкой.
При установке небольшой ступени с двигателем, разви-
вающим тягу 1600 кгс, можно доставить полезный груз
массой 250 кг к планете Меркурий или вывести на гео-
стационарную орбиту груз массой 700 кг (используя
двигатель, включаемый в апогее).

Конструкторы полагают, что многократное использо-
вание ТКК ВЕТА снизит стоимрсть вывода на орбиту
1 кг массы полезного груза в зависимости от расходов
на восстановительный ремонт и количества запусков до
нескольких сот долларов.

По мнению специалистов, существенного улучшения
характеристик одноступенчатого ТКК можно достичь,
модифицировав его в полутораступенчатый аппарат пу-
тем добавления внешних сбрасываемых баков (рис. 43).

Однако этот проект также не лишен некоторых недо-
статков.

Во-первых, стоимость сбрасываемых баков оказалась
не такой низкой, как рассчитывали.

Во-вторых, само сбрасывание баков и связанные с
этим проблемы безопасности вдоль трассы неизбежно
ведут к снижению оперативной универсальности, которая
требуется от ТКК-
138
Наличие несбрасываемой комбинированной двига-
тельной установки (для всех участков полета) на таком
ТКК уменьшает эффективность орбитального маневри-
рования из-за сравнительно большой массы конструк-
ции. Поэтому вариант ТКК со сбрасываемыми двигате-
лями, по мнению специалистов, заслуживает внимания.

Рис. 43. Полутораступенчатая схема ТКК
(вверху сброшенные топливные баки)

Считается, что при сбрасывании всех 12 двигателей
обеспечивается существенное увеличение массы полез-
ного груза, а применение керосин-кислородных двигате-
лей обойдется значительно дешевле, чем водород-кисло-
родных. В зависимости от задач полета предполагается
сбрасывать нужное число двигателей.

2.	ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ

ТРЕХЭЛЕМЕНТНАЯ СХЕМА

Чтобы избежать недостатков полуторастулен-
чатой схемы и снизить расходы на разработку ТКК, раз-
. рабатывалась двухступенчатая трехэлементная схема с
параллельным соединением трех летательных аппаратов.
По мнению зарубежных специалистов, абсолютное
подобие элементов (разгонные летательные аппараты
взаимозаменяемы с орбитальной ступенью) обеспечива-
ет минимальную стоимость разработки, правда, при
некоторых потерях энергетической эффективности.

Лучший вариант схемы предполагает использование
незначительно отличающихся элементов (по конструкции
системы теплозащиты, форме и размерам баков), в ре-
зультате чего при некотором увеличении стоимости раз-
работки значительно повышается энергетическая эффек-
тивность ТКК, которая в свою очередь сказывается на
снижении эксплуатационных расходов при той же сум-
марной массе полезного груза.

Считается, что при одинаковых элементах топливо во
время запуска должно поступать одновременно из всех
баков, т. е. необходима общая система подачи, что по-
зволяет применять на всех трех элементах одинаковые
двигательные установки.

В противном случае на орбитальной ступени должно
устанавливаться меньшее количество двигателей, чем на
каждом из разгонных элементов, и двигатели орбиталь-
ной ступени не должны включаться до момента разде-
ления.

Недостатками трехэлемептпой схемы считаются ее
сложность и несколько завышенная масса ТКК, а также
необходимость раздельного обслуживания и эксплуата-
ции трех элементов при каждом полете.

Поэтому расходы па подготовку к полетам трехэле-
ментной схемы выше, чем для двухэлементной.

Однако, как считают зарубежные специалисты, стои-
мость обслуживания трех практически одинаковых эле-
ментов может оказаться немного выше, чем двух совер-
шенно различных элементов двухэлементной схемы.

В качестве примера трехэлементой схемы рассмотрим
английский ТКК многократного использования «Му-
стард» (рис. 44). Разработка проекта относится к 1965 г.

ТКК предназначался для вывода полезного груза
массой около 3 т па полярную орбиту высотой около
550 км.

Он состоит из трех пилотируемых ступеней, аналогич-
ных по конструкции и геометрическим размерам. Масса
каждой ступени около 137 т. Компоновочная схема сту-
пени ТКК приведена на рис. 45.
Максимальная скорость полета ТКК 10,2 км/с.

Одна из ступеней выводится на геоцентрическую ор-
биту, а две другие выполняют функции разгонных ступе-
ней и являются носителями топлива.

Рис. 44. Схема английского трехэлементного IKK
«Мустард»

Промежуточная орбита высотой 185 км используется
для запуска орбитальной ступени на расчетную орбиту,
а также при сходе аппарата с орбиты перед входом в
плотные слои атмосферы.

После выполнения своих функций ступени входят в
атмосферу аналогично самолету и возвращаются в рай-
он старта.

Каждая ступень представляет собой аппарат с несу-
щим корпусом.

Двигательная установка каждой ступени состоит из
четырех ракетных двигателей, работающих на жидких
- водороде и кислороде.
Рис. 45. Компоновочная схема ступени ТКК сМустард»:

баки с жидким водородом; 2 — баки с жидким кислородом; 3—носовая часть разгонной ступени
Кроме того, для возвращения в район старта на сту-
пенях устанавливаются ТРД, также работающие на кри-
огенном топливе. Центральный бак для жидкого кисло-
рода выполнен из стали, а баки для жидкого водорода —
из титана.

Между баком жидкого водорода и нижней поверх-
ностью конструкции ступени проложена изолирующая
прокладка.

Проблема балансировки ступени в зависимости от
вида полезного груза решается путем соответствующей
загрузки двух грузовых отсеков, один из которых распо-
ложен внизу под отсеком экипажа, а другой — в зоне си-
лового каркаса крепления двигателя между баком окис-
лителя и двигателями.

Первый отсек предполагается использовать при поле-
те па орбиту, а второй — при возвращении ступени с ор-
биты.

Двигатели ТКК «Мустард» имеют удельный импульс
436 м/с при соотношении компонентов топлива (кисло-
рода к водороду) 5:1 и степени расширения сопла, рав-
ной 45.

Двигательные установки всех трех ступеней при стар-
те включаются одновременно (рис. 46). При этом воз-
можны два варианта питания ступеней топливом.

По первому варианту разгонные ступени питают
топливом двигательную установку ступени, предназна-
ченной для выхода на орбиту. По второму варианту
двигательные установки всех трех ступеней работают на
топливе из своих баков, выводят аппарат иа орбиту вы-
сотой 55,5 км при скорости 2 км/с.

Во время непродолжительного полета в баки ступе-
ни, предназначенной для выхода на орбиту, перекачи-
вается топливо из разгонных ступеней, что приводит к
некоторой потере скорости. Однако в конструктивном
отношении вариант перекачки является более простым,
чем подача топлива в орбитальную ступень с момента
пуска.

После разделения трех ступеней обе разгонные сту-
пени входят в атмосферу и разворачиваются в направле-
нии к месту пуска. При дозвуковой скорости полета за-
пускается ТРД и ступень совершает полет к месту
посадки при аэродинамическом качестве, равном 6.
Дальность полета на крейсерском режиме достигает
600 км.

На третьей ступени, после ее отделения, повторно
включается двигательная установка, и ступень осуще-
ствляет полет на расчетную орбиту.

Рис. 46. Старт ТКК «Мустард» (эскиз)

Для маневрирования па орбите, в частности для из-
менения скорости на ступени, в специальных баках име-
ется дополнительный запас топлива.

После выполнения задания (встречи и стыковки на
орбите и осуществления необходимых погрузочно-разгру-
зочных операций) ступень тормозится до требуемой ско-
рости. Затем происходит слив остатка топлива из спе-
циальных баков и ступень возвращается на Землю.
Угол атаки при входе в атмосферу составляет прибли-
зительно 40°, аэродинамическое качество ступени рав-
но 1.

В зарубежной печати сообщалось» что стоимость ТКК
«Мустард» сравнительно невысока, так как все три сту-
пени аналогичны по конструкции.

Как полагают специалисты, до проведения капиталь-
ного ремонта разгонные ступени можно использовать до
200 раз, а орбитальную ступень — до 25 раз.

К более поздним проектам трехэлементных ТКК
можно отнести ТКК «Траймес», разработанный амери-
канской фирмой «Конвэр». Исследования проводились в
1968—1969 гг. по контракту с НАСА.

«Траймес» состоит из трех почти идентичных ступе-
ней (элементов). На каждой размещается экипаж из
двух человек.

Стартовая масса ТКК 518 т. Основная силовая уста-
новка ступеней — ЖРД. Старт ТКК вертикальный при
параллельном размещении ступеней (рис. 47). Две внеш-

Рис. 47. Схема полета ТКК «Траймес»:

а—разгонные ступени; б — орбитальная ступень; / — старт
ТКК; 2 — отделение разгонных ступеней; 5—полет орбитальной
ступени; вход в атмосферу; 5 — возвращение разгонных
ступеней в район старта
ние ступени являются разгонными, а центральная — ор-
битальной.

При запуске все ЖРД получают питание из топлив-
ных баков разгонных ступеней, которые после выработ-
ки топлива и достижения скорости 2440 м/с отделяются
от орбитальной ступени и возвращаются на Землю. Ос-
новными элементами конструкции ступеней являются
(рис. 48): цилиндрический отсек, два ЖРД, два турбо-
вентиляторных двигателя и выдвижное крыло.

Рис. 48. Основные элементы конструкции орбитальной ступени
ТКК «Траймес»:

/ — центральные отсек; 2 — носовой отсек; 3 — выдвижной турбовентилятор-
ный двигатель; 4 — баки с компонентами топлива; 5 — консоль выдвижного
крыла; 6 — ЖРД; 7— хвостовой отсек с поверхностями управления

Вокруг цилиндрического отсека устанавливается об-
текатель, обеспечивающий теплозащиту и аэродинамиче-
скую форму по типу летательных аппаратов с несущим
корпусом.

В разгонных ступенях в цилиндрическом отсеке раз-
мещаются только топливные баки, а в орбитальной сту-
пени, помимо топливных баков меньшего объема, имеет-
ся секция длиной около 4 м и диаметром 5 м для пере-
возки грузов или 12 пассажиров.

В носовой части ступеней находится кабина экипа-
жа, а хвостовая часть несет органы управления полетом.

Топливо в ЖРД подается вытеснительной системой;
тяга двух ЖРД 113 тс.
Турбовентиляторное дййгатели Служат для Дозвуко-
вого полета при возвращении на Землю. Скорость при
заходе на посадку около 280 км/ч.

Указывалось, что для обеспечения захода на посадку
при одном работающем двигателе масса ступени в это
время должна быть не более 32 т.

Выдвижное крыло ступеней переменной стреловид-
ности. Это вызвано необходимостью аэродинамической
балансировки при дозвуковом полете. При полном вы-
движении крыла на угол стреловидности 22е его размах
составляет около 29 м.

ТКК рассмотренной схемы способен доставлять по-
лезный груз массой 11,3 т на геоцентрическую орбиту
с небольшим наклонением к экватору или 8,4 т — на
полярную орбиту.

Стоимость одного запуска определяется приблизи-
тельно в 300 тыс. долларов. Считается, что применение
такого ТКК позволит снизить стоимость выведения на
орбиту 1 кг массы полезного груза со 1110 долларов
для некоторых обычных РН до 44 долларов.

Общая, стоимость работ по этой системе оценивалась
в 1—2 млрд, долларов.

По мнению специалистов фирмы, предложенная схе-
ма ТКК обеспечивает гибкость использования его эле-
ментов.

Так, возможность доставки на орбиту более тяжелого
полезного груза достигается путем! добавления разгон-
ных ступеней или установкой на ступени дополнитель-
ных стандартных секций для увеличения объема топлив-
ных баков и грузового отсека.

Однако такое увеличение массы должно компенси-
роваться соответствующим повышением характеристик
двигателей.

3.	ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ
ДВУХЭЛЕМЕНТНАЯ СХЕМА

Двухступенчатая двухэлементная схема ТКК
заинтересовала специалистов почти сразу же, как только
начались исследования по ракетам многократного ис-
пользования.

Хотя предметом начальных исследований являлись
главным образом» аппараты с последовательным соедине-
Пием элементов, уделялось внимание й параллельным
системам, которые рассматривались как модификации
систем с ракетными стартовыми тележками, так как вер-
тикальный старт в то время считался маловозможпым.

Основное достоинство двухэлементной схемы, как
считают зарубежные специалисты, — минимальная стои-
мость эксплуатации. Недостатком является большая
стоимость разработки двух различных ступеней.

В зарубежной печати сообщалось, что неизбежная
трудность, связанная с использованием таких ТКК, со-
стоит в том, что на участке выведения общий центр
масс по мере выгорания топлива смещается в боковом
направлении и полет совершается при значительном угле
атаки. А это приводит к существенному увеличению на-
грузок и вызывает большие сложности в управлении.

В связи с этим, была начата разработка проекта двух-
ступенчатой системы с разгонной ступенью, имеющей
двойной фюзеляж.

Несмотря па то что в 1972 г. специалистами НАСА в
качестве основной была принята схема ТКК с верти-
кальным стартом орбитальной ступени, с внешним баком
и двумя разгонными РДТТ, не исключалась возможность
продолжения исследования и других вариантов, в том.-
числе с использованием в качестве первой ступени ТКК
гиперзвукового самолета — разгонщика на водородном
горючем.

Считается, что единственным недостатком этого ва-
рианта является большая продолжительность разработ-
ки (3—4 года). Но, с другой стороны, применение само-
лета-разгонщика обеспечивает ряд преимуществ, в том
числе возможность выведения орбитальной ступени на
орбиты с большим смещением относительно места пуска,
а также большую безопасность и несколько меньшую
массу конструкции ТКК.

К ранним (1964—1966 гг.) проектам двухступенчатых
ТКК можно отнести американские проекты «Астро»,
«Астроплан», а также проект Маршаллского научно-
исследовательского центра НАСА.

ТКК «Астро» разрабатывался фирмой «Дуглас». Обе
ступени, его пилотируемые, их характеристики обеспечи-
вают возвращение в атмосферу, посадку и повторное
использование. Полет совершается по круговой земной
орбите на высоте 550 км.
Проект предусматривал Выполнение кораблем раз-
личных задач в космосе путем осуществления маневров
на орбите.

Предполагалось обеспечить высокую надежность ле-
тательного аппарата в целом при небольшой стоимости
ступеней, безопасное отделение кабины экипажа и гру-
зового отсека в аварийных условиях, возможность по-
садки на существующие аэродромы США, подготовку к
последующему полету в сравнительно небольшое время,
а также простоту обслуживания и хорошие перспекти-
вы развития.

Обязательным считалось также обеспечение гибкости
выполнения задачи без аэродинамических и конструк-
тивных изменений системы.

Масса ТКК около 370 т, полезный груз 16,6 т. Общая
длина ТКК 49,1, длина первой ступени 29,04 м, орбиталь-
ной — 20,74 м. Масса первой ступени при посадке 32,5 т,
второй — 14 т. Взлет вертикальный.

Рис. 49. Схема ТКК «Астро» (для сравнения да-
на в одном масштабе со схемой самолета ДС-8):
/ — орбитальная ступень; 2—первая (разгонная) сту-
пень; 3— силуэт самолета ДС-8
Обе ступени Геометрически подобны и имеют тандем-
ное расположение в полете (рис. 49). Орбитальная сту-
пень крепится к первой ступени четырьмя взрывными
болтами, которые соединяют концы лонжеронов, высту-
пающие из обеих ступеней.

Предусматривалось 200 полетов для первой ступени
и 100 — для орбитальной.

На первой ступени устанавливаются два управляю-
щих ЖРД (J-2) и основной ЖРД (М-1), работающий па
жидких водороде и кислороде.

Наддув баков с жидким водородом осуществляется
газообразным водородом, а баков с жидким кислоро-
дом — газообразным гелием, который хранится в специ-
альных баллонах.

Основной двигатель работает до полной выработки
топлива (повторные запуски не предусмотрены) или до
подачи команды от системы управления.

На орбитальной ступени (рис. 50) установлены один
основной ЖРД (J-2) и два управляющих, которые после
отделения первой ступени обеспечивают управление по
крену при работе основного двигателя, вывод на орбиту
и сход с нее.

Основной двигатель допускает повторные запуски
(не менее двух раз).

На обеих ступенях сила тяги двигателей передается
прямо на топливные баки через коническое днище цен-
трального бака. Затем тяга передается от баков на
внешнюю оболочку и теплоизолирующее расширительное
кольцо вблизи конца центрального бака.

Вследствие тандемного расположения ступеней носо-
вая секция первой ступени отличается от носовой секции
орбитальной ступени. Первая ступень имеет специальные
лонжероны для крепления орбитальной ступени как по-
лезного груза. Между лонжеронами расположена кабина
пилота, которая несколько приподнята для обеспечения
необходимого обзора из кабины.

Для достижения высокой частоты полетов при мини-
мальном числе аппаратов время наземной подготовки
должно быть минимальным.

В рамках планируемой стоимости частота полетов
выбрана из расчета 240 полетов в год, а парк принят в
составе 12 разгонных и 24 орбитальных ступеней.
Рис. 50. Общий вид орбитальной ступени ТКК «Астро»:

/ — герметическая кабина; 2—радиолокационное оборудование; 3 — грузовой
отсек; 4 — управляющие двигатели в плоскости тангажа; 5 — привод элевона;

6 — первая ступень ТКК; 7 — хвостовой амортизатор; в — поверхность земли»
9 — костыль; 10 — передняя стойка шасси; 11 — бак с жидким кислородом,
/2—бак с жидким водородом; /3—дренаж горючего; 14 — управляющие дви-
гатели в плоскости крена; 15— ЖРД J-2; /б —ЖРД RL-10; /7—элевон; 18—
трубопровод горючего

Считается, что каждая разгонная ступень будет со*
вершать 20 полетов в год и требовать 18-дневной подго-
товки к полету.

В расчетах принято, что время полета разгонной сту-
пени от запуска до посадки равно приблизительно
10 мин.
По мнению специалистов, использование разгонной
ступени для дополнительных полетов ограничивается
только временем наземной подготовки и имеющимся ко-
личеством орбитальных ступеней.

Полет ТКК «Астро» мыслился следующим образом.

Запуск ТКК предполагалось производить с мыса
Канаверал в восточном' направлении.

Сборка ступеней ТКК осуществляется в горизонталь*
пом положении на прицепной транспортной установке,
имеющей подъемное устройство, источник энергии и пус-
ковой стол (рис. 32).

ТКК устанавливается соосно с выхлопной отклоняю-
щей системой, затем комбинация пусковой стол — лета-
тельный аппарат поворачивается в положение, соответ-
ствующее для пуска.

ТКК стартует вертикально, и через 7 с после старта
начинается его разворот в вертикальной плоскости.

По завершении разворота полет продолжается до
окончания работы двигателя первой ступени. Разделение
ступеней происходит через небольшой отрезок времени
после выключения двигателя первой ступени.

Незадолго до момента разделения запускаются уп-
равляющие ЖРД орбитальной ступени. После того как
они разовьют полную тягу, срабатывают разрывные бол-
ты, вторая ступень отделяется от первой и начинает уда-
ляться от нее.

На достаточном расстоянии от первой ступени запус-
кается основной ЖРД орбитальной ступени. Первая сту-
пень в это время совершает небольшой разворот, удаля-
ясь от орбитальной ступени.

Разделение ступеней осуществляется на высоте 82 км
и горизонтальном- расстоянии от места старта, равном
110 км.

Первая ступень способна без дополнительного вклю-
чения двигательной установки пролететь 830 км до
аэродрома посадки.

Посадочная скорость, соответствующая максималь-
ному коэффициенту подъемной силы, составляет 165 км/ч
при нагрузке на крыло 85 кге/м2.

Вторая ступень после отделения продолжает полет и
выводит полезный груз на заданную орбиту.

Для схода с орбиты прикладывается импульс, на-
правленный противоположно вектору скорости ступени.
152
Величина угла входа определяется допустимым на-
гревом1 ступени и расположением места посадки.

Для типичной траектории снижения при угле входа
3° на высоте 120 км импульс скорости для орбиты высо-
той 555 км составляет примерно 105 м/сек.

После входа в атмосферу ступень движется под уг-
лом примерно 45°, что обеспечивает создание постоянной
подъемной силы до высоты порядка 70 км. На этой вы-
соте ступень разворачивается по крену, уменьшая верти-
кальную составляющую подъемной силы, и выходит из
орбитальной плоскости.

Высота, на которой заканчивается этот переходной
участок движения, определяется допустимой температу-
рой обшивки ступени и дальностью полета в атмосфере
до места посадки.

После завершения маневра по крену ступень продол-
жает двигаться в атмосфере к месту посадки на посто-
янной высоте до тех пор, пока по условиям посадки не
потребуется перейти на режим равновесного планирова
ния.

Считается, что посадка ступени может быть выполне-
на в районе размером 9000X 3700 км.

К моменту начала равновесного планирования ско-
рость ступени достигает 4,5—6,6 км/с. Планирование
осуществляется в режиме максимальной подъемной
силы.

В таком положении ступень проходит плотные слои
атмосферы и, когда скорость орбитальной ступени будет
снижена, производится ее посадка с выключенной двига-
тельной установкой.

Для двухступенчатой схемы ТКК «Астроплап» воз-
можно как последовательное (тандемное), так и парал-
лельное расположение ступеней. Считается необходимым,
чтобы для любой из этих схем скорость в момент пре-
кращения работы двигателей первой ступени не превы-
шала 1200 м/с, так как в этом случае не требуется вклю-
чения двигателей для возвращения первой ступени на
стартовую площадку.

Параллельное расположение ступеней дает то пре-
имущество, что могут использоваться почти идентичные
ступени. При этом, как считают специалисты, двухсту-
пенчатый ТКК позволяет выводить на околоземную ор-
биту полезный груз массой около 450 т, тогда как одно-
ступенчатый— только 180 т.

Проект Маршаллского центра представлял собой
ТКК многократного использования с параллельным^ рас-
положением ступеней и горизонтальным стартом (рис. 51).

Рис. 51. Схема двухступенчатого ТКК, разрабо-
танного Маршаллским центром НАСА:
/ — разгонная ступень; 2— орбитальная ступень

Такой ТКК имеет две пилотируемые ступени, возвра-
щающиеся к месту старта, и предназначен для доставки
на низкую геоцентрическую орбиту полезного груза мас-
сой до 15,4 т.

Ракетные двигатели первой ступени работают на ке-
росине и жидком кислороде (соотношение 1 :2,5), давле-
ние в камере сгорания 200 кгс/см2, степень расширения
сопла 50.

Тяга двигателей первой ступени в вакууме несколько
более 3000 тс. Стартовая масса первой ступени 2540 т.

Для старта и возвращения к месту запуска первая
154
ступень может быть оснащена ТРД. На орбитальной
ступени установлены ракетные двигатели, работающие
на жидких водороде и кислороде (соотношение 1:7).
Давление в камере сгорания 200 кгс/см2. Степень рас-
ширения сопла 180.

Тяга, развиваемая двигателями второй ступени в ва-
кууме, равна 1204 тс. Стартовая масса орбитальной сту-
пени 647 т. Она выводит на орбиту полезный груз и пос-
ле выполнения задачи возвращается на Землю в режиме
планирования с гиперзвуковым аэродинамическим каче-
ством, равным 2.

Маршаллским центром был разработан и другой
двухступенчатый ТКК многократного использования.

На первой ступени этого ТКК установлены ракетные
двигатели и ТРД или только ракетные двигатели общей
тягой до 1800 тс.

Орбитальная ступень, в которой размещаются
10—14 человек и грузы, после отделения от первой сту-
пени с помощью двигательной установки, имеющей тягу
454 тс, выходит на расчетную орбиту. Выполнив задачу,
ступень возвращается на Землю в район старта в режи-
ме планирования.

Маршаллский центр совместно с другими фирмами
разрабатывал и другие варианты ТКК с использованием
ПВРД и ЯРД. Работы по созданию двухступенчатых
ТКК многократного использования проводились совмест-
но и фирмами «Боинг» и «Локхид». В частности, были
рассмотрены варианты двухступенчатых ТКК с парал-
лельным расположением ступеней (рис. 52), которые ис-
следовались при горизонтальном и вертикальном стар-
тах с различными двигательными установками на ступе-
нях (ВРД и ракетные двигатели, работающие па жидких
водороде и кислороде).

Согласно проектам ступени ТКК с вертикальным
стартом имеют небольшое крыло и шасси облегченной и
простой конструкции, так как оно не используется во
время старта, когда ТКК имеет максимальную массу.
Однако, как считают специалисты, для ТКК с вертикаль-
ным стартом в случае возникновения вскоре после стар-
та неполадок значительно труднее обеспечить безопас-
ность посадки. Кроме того, для эксплуатации такого
ТКК необходимы специальные стартовые площадки, что
повышает эксплуатационные расходы.
По мнению специалистов, ТКК с горизонтальным
стартом должен иметь больший полезный груз и прочное
шасси, которое позволяет в случае необходимости прер-
вать вскоре после старта полет и совершить посадку.
Наиболее серьезными недостатками такого ТКК считает-

Рис. 52. ТКК, разработанный фирмами «Боинг» и «Локхид», в мо«
мент разделения ступеней (разгонная ступень внизу слева)

ся необходимость использования взлетно-посадочных по-
лос большой длины, а также сильный шум, создаваемый
ракетными двигателями.

Кроме того, вследствие чрезвычайно высокой темпе-
ратуры воздуха в воздухозаборнике сложной проблемой
становится охлаждение двигателя.

Однако с точки зрения эксплуатации такой ТКК счи-
тается наиболее приемлемым.

Фирмой «Боинг» разработан ТКК и с последователь-
ным расположением ступеней (рис. 53). Стартовая его
масса 1700 т, высота, включая полезный груз, 82 м,
размах крыла 43 м.
Рис. 53. Общий вид ТКК с последовательным
расположением ступеней и полезного груза по
проекту фирмы «Боинг»

По мнению специалистов, такой ТКК может запус-
каться вертикально и горизонтально при помощи ракет-
ной тележки.

К ранним разработкам двухступенчатых ТКК отно-
сится и проект французской фирмы SHECMA (рис. 54).

Согласно этому проекту силовая установка первой
ступени включает четыре ТРД и четыре турбопрямоточ-
ных реактивных двигателя, работающих на керосине.
Предусмотрено дополнительное впрыскивание криоген-
ных компонентов.

Силовая установка орбитальной ступени состоит из
шести двигателей, работающих на жидких кислороде и
водороде.
Четыре силовых двигателя имеют тягу по 35 тс, два
двигателя управления — по 700 кгс.

При скорости полета М=7 на высоте 35 км происхо-
дит разделение ступеней.

Первая ступень возвращается к месту старта, а орби-
тальная ступень по траектории, близкой к баллистиче-
ской, выводится на конечную орбиту.

Рис. 54. Общий вид ТКК по французскому проекту
SHECMA

Орбитальная ступень после выполнения программы
также возвращается к месту запуска.

Более поздние проработки в части создания двухсту-
пенчатых ТКК относятся к 1970 г.

Так, по проекту фирмы «Норт Америкен» предлагал-
ся ТКК, грузовой отсек которого располагался в районе
центра масс орбитальной ступени (рис. 55).

Считается, что требования к центровке приводят к
необходимости разнесения топливных баков по фюзе-
ляжу.

К передней части грузового отсека примыкают баки
с кислородом и водородом, а в хвостовой части ступени
расположен только бак с водородом. Кабина для двух
членов экипажа и десяти пассажиров находится в носо-
вой части орбитальной ступени.
Топливные баки предполагается изготавливать из
алюминиевых сплавов.

В качестве внутренней теплоизоляции рекомендуется
использовать полиуретановый материал, для внешней
теплозащиты — уплотненный кварц, который рассчитан
па температуру до 1370° С. При превышении этого пре-
дела материал аблирует.

6~J>f

Рис. 55. Орбитальная ступень ТКК по проекту фирмы
«Норт Америкен»

Несущая конструкция орбитальной ступени выпол-
няется из титановых сплавов с обшивкой повышенной
жесткости и внутренней теплоизоляцией из стекловолок-
на. Крыло изготавливается также из титановых сплавов.

Считается, что внешняя теплоизоляция из кварца по-
вышенной плотности ограничивает нагрев конструкции
до температуры не выше 315° С.

Энергоустановка орбитальной ступени состоит из трех
топливных элементов мощностью 5 кВт и двух аккуму-
ляторных батарей емкостью 80 Ач.

Генератор переменного тока приводится в действие
четырьмя вспомогательными силовыми установками на
криогенном топливе.

Эти же установки служат для создания давления в
гидросистеме.
Топливные баки разгонной ступени, а также фюзеляж
изготавливаются из алюминиевых сплавов. Крыло выпол-
няется из титанового сплава, а для теплоизоляции при-
меняются те же материалы, что и на орбитальной сту-
пени

Рис. 56. Орбитальная ступень ТКК по проекту фирмы «Мак Дон-
нелл-Дуглас»:

/ — ракетные двигатели системы ориентации; 2 — баки горючего ВРД; 3 —
основной бак с жидким кислородом; 4 — вспомогательный бак с жидким кис-
лородом; 5 — основной бак с жидким водородом; 6 — вспомогательный бак
с жидким водородом; 7 — грузовой отсек; 8 — центр масс при посадке; Р —
ЖРД главной двигательной установки (ЖРД системы маневрирования па
орбите не показаны)

Энергоустановка разгонной ступени включает четыре
вспомогательные силовые установки и две аккумулятор-
ные батареи емкостью 80 Ач.

По другому проекту, предложенному фирмой «Мак
Доннелл-Дуглас», орбитальная ступень имеет треуголь-
ное крыло и вертикальный киль с рулевым управлением
(рис. 56).

Основные топливные баки расположены один за дру-
гим вдоль нижней части фюзеляжа (впереди — бак с
жидким кислородом, под грузовым отсеком — бак с жид-
ким водородом). Два маршевых ЖРД находятся в хво-
стовой части один над другим. Над ними параллельно
160
размещены два ЖРД системы маневрирования на ор-
бите.

Для управления во время полета в атмосфере исполь-
зуются руль направления, элевоны и щитки (при заходе
на посадку!.

В крыле расположены четыре ВРД, выдвигаемые при
заходе на посадку.

RS 5 м

Рис. 57. Схема ТКК по проекту фирмы «Мак Доннелл-
Дуглас»;

1 — орбитальная ступень; 2 — разгонная ступень

Крыло и поверхности управления изготавливаются из
титанового сплава с покрытием критических участков
боралюмипиевым материалом. Передняя кромка киля
защищена обшивкой из ниобиевого сплава с покрытием.

Энергоустановка ступени состоит из четырех блоков
топливных элементов и трех турбинных силовых уста-
новок.

На ступени имеется четыре независимые гидросисте-
мы мощностью 277 л. с. каждая.

Разделение ступеней происходит на высоте 64 км при
скорости 3,3 км/с.

Разгонная ступень выполнена по схеме «утка»
(рис. 57).

Фюзеляж ступени занят в основном топливными ба-
ками.

‘/г-н И. И. Ануреев

161
Кабина экипажа находится в носовой части. Впереди
снизу расположен прямоугольный дестабилизатор, в
каждой консоли которого содержится пять ВРД.

В хвостовой части фюзеляжа размещаются 12 ЖРД
главной двигательной установки. Крыло, концевые ста-
билизаторы крыла и дестабилизатор изготовлены из
алюминиевого сплава.

Теплозащитное покрытие для всей внешней поверх-
ности сделано из специального волокнистого материала
(HCF).

В крыле и дестабилизаторе размещены баки с горю-
чим для ВРД.

Энергоустановка разгонной ступени состоит из тур-
бины с газогенераторами на кислороде и водороде, при-
водящих в действие четыре генератора переменного тока.

Вначале предполагалось, что и орбитальная и разгон-
ная ступени ТКК будут заходить па посадку с помощью
ВРД.

Однако некоторые специалисты, в том числе и летчи-
ки-испытатели, утверждают, что заход на посадку лучше
совершать на большой скорости без использования дви-
гателей.

Поэтому было принято решение предусмотреть воз-
можность снятия ВРД с орбитальной ступени после окон-
чания этапа летных испытаний. Сразу отказаться от этих
двигателей руководство НАСА не решилось ввиду недо-
статочного объема информации по этой проблеме.

В 1971—1972 гг. в США приступили к более тщатель-
ному изучению проектов ТКК.

После одобрения президентом планов создания ТКК
и определения примерных ассигнований (5,5—6,5 млрд,
долларов) на шестилетний период разработки НАСА в
январе 1972 г. опубликовало снимки и описания конст-
руктивных схем, рекомендуемых в качестве вариантов,
на базе которых должно продолжаться проектирование
ТКК.

Общим для всех схем было применение орбитальной
ступени многократного использования с одним внешним
топливным баком, сбрасываемым перед возвращением
в атмосферу.

По типу и особенностям использования разгонных
ступеней ТКК разбивали на четыре группы. ТКК двух
групп имеют разгонные ступени с РДТТ однократного
162
использования, а двух других — с ЖРД и вытеснитель-
ной системой подачи компонентов топлива.

Предусматривалось спасение разгонных ступеней с
ЖРД после приводнения их в океане и повторное ис-
пользование после восстановления.

Рис. 58. Схема ТКК, утвержденная ПАСА в марте
1972 г.:

1 — орбитальная ступень; 2 — внешний сбрасываемый топ*
ливный бак; J—разгонные РДТТ; 4— сопло РДТТ

В ТКК как с РДТТ, так и с ЖРД на разгонной сту-
пени были применены схемы с параллельным (со стар-
та) и последовательным включением главных двигатель-
ных установок.

В марте 1972 г. НАСА вновь изменило свою точку
зрения на принципиальную схему ТКК и рекомендовало
принять к разработке схему, приведенную на рис. 58.

По этой схеме орбитальная ступень с треугольным
крылом и кислород-водородными ЖРД монтируется на
внешнем топливном баке диаметром Эми длиной 44 м.
К баку крепятся два разгонных РДТТ, предусматрива-
лось их спасение после приводнения на парашютах, вос-
становление и использование до 20 раз.

РДТТ отделяется на высоте около 40 км. Запуск
ЖРД главной двигательной установки орбитальной сту-
пени производится со старта вместе с разгонными
РДТТ Предполагалось увеличение ресурса орбитальной
ступени со 100 до 500 полетов.

Выдав нескольким фирмам задание на проектировав
ние ТКК, НАСА остановило свое внимание на проекте
ТКК, предложенном фирмой «Норт Америкен», и заклю-
чило с ней контракт на шесть лет, субсидировав 2,6 млрд,
долларов.

Рис. 59. Общий вид ТКК по проекту фирмы «Норт Америкен»:
/ -орбитальная ступень; 2 — разгонный РДТТ; J —внешний топливный бак
орбитальной ступени

Надо сказать, что фирмы, участвующие в конкурсе
по разработке лучшего проекта ТКК, представили пред-
ложения, не имеющие принципиальных отличий, но при
выборе фирмы было принято во внимание то обстоя-
тельство, что «Норт Америкен» затребовала на разра-
ботку ТКК почти па 1 млрд, долларов меньше, чем пла-
нировалось НАСА (3,5 млрд, долларов).

По условиям контракта фирма должна к 1978 г. раз-
работать, испытать и поставить НАСА два летных
образца орбитальной ступени, запасные части и некото-
рое вспомогательное оборудование.

Общий вид ТКК показан на рис. 59, а схема его по-
лета — на рис. 60.

По проекту ТКК при запуске с мыса Канаверал в
восточном направлении доставляет па орбиту высотой
185 км полезный груз массой 29,5 т.

На начальной стадии эксплуатации предполагается
осуществлять не более 10 запусков ТКК в год, а затем —
до 60 запусков ежегодно.

ТКК состоит из орбитальной ступени, внешнего сбра-
сываемого топливного бака и двух разгонных РДТТ.
Орбитальная ступень имеет самолетную схему с тре-
угольным крылом. Длина ступени 33,5 м, высота 16,7 м,
размах 24 м-.

Центральная часть корпуса занята отсеком полезного
груза размером 18,3X4,5 м. В отсеке можно разместить
груз массой до 29,5 т или 12 пассажиров.

Рис. 60. Схема полета ТКК:

1 — старт; 2 •— срабатывание разгонных РДТТ; 3 — приводнение разгон-
ных РДТТ (на парашютах); 4 — отделение внешнего топливного бака от
орбитальной ступени; 5 — выполнение операций на орбите (из грузового
отсека выводится межорбитальный транспортный аппарат); 6—вход в
атмосферу; 7 — посадка орбитальной ступени



В хвостовой части корпуса находятся двигатели раз-
личного назначения, а в носовой — кабина экипажа, рас-
считанная на четыре человека. Кабина состоит из двух
секций: верхней — для командира экипажа и второго пи-
.лота и нижней — для двух операторов, обслуживающих
•приборы управления механизмами грузового отсека и
(системы проверок полезного груза.

Приборы и органы управления для командира ТКК
и его помощника полностью дублированы.

Стыковочное устройство орбитальной ступени раз-
мещено в верхней носовой части фюзеляжа для обеспе-
*11 И. И. Ануреев	1 fit
чёния визуального наблюдения за стыковкой с космиче-
скими аппаратами и работой космонавтов за бортом.

Кабина экипажа связана со стыковочным устройст-
вом шлюзовой камеры, которая идентична камере, раз-
рабатываемой для стыковки космических кораблей «Со-
юз» и «Аполлон».

Топливный бак длиной около 57 м, диаметром 7,9 м
и массой около 31,7 т содержит жидкие кислород и во-
дород для питания основной двигательной установки ор-
битальной ступени.

Бак изготавливается из алюминиевого сплава и име-
ет теплозащитное покрытие на основе полиуретана.

Разгонные РДТТ крепятся к топливному баку. Дли-
на РДТТ около 46 м, диаметр 3,96 м, стартовая масса
100 т, тяга 1600 тс.

РДТТ включаются на старте одновременно с двига-
телями главной двигательной установки орбитальной
ступени.

Предполагается, что обнуление тяги РДТТ и их сбра-
сывание будут осуществляться на высоте около 40 км.
Корпуса РДТТ в процессе падения наберут скорость до
1500—1600 км/ч, после чего сработает система спасения,
состоящая из 3—10 парашютов. Скорость приводнения
РДТТ 15—30 м/сек.

Согласно заданию НАСА основные характеристики
как разгонных ступеней, так и бака должны были быть
уточнены до конца 1972 г.

Главная двигательная установка орбитальной ступе-
ни включает в себя три двигателя, работающие на жид-
ких водороде и кислороде. Тяга каждого ЖРД в ваку-
уме 213,12 тс.

В хвостовой части фюзеляжа, рядом с ЖРД главной
двигательной установки, размещаются два ракетных
двигателя системы орбитального маневрирования тягой
по 2,27 тс.

С обеих сторон хвостовой части фюзеляжа над кры-
лом пристыковывается по одному РДТТ системы ава-
рийного спасения с тягой 175—180 тс. Сбрасываются
они на заданной высоте.

В конце 1972 г. в результате пересмотра технических
требований к ТКК было принято решение внести измене-
ния в его конструкцию (рис. 61). Во-первых, с целью
улучшения аэродинамических характеристик была из-
166
менсна общая конфигурация ТКК. Во-вторых, отказа-
лись от использования аварийных РДТТ и ВРД.

В связи с некоторым смещением орбитальной ступени
к хвостовой части сбрасываемого топливного бака, длина
которого сократилась в результате увеличения угла ра-
створа носового конуса с 20 до 30°, общая длина ТКК

Рис. 61. Схема орбитальной ступени по пересмотренному проекту
фирмы «Рокуэлл интернэшнл»:

/- корпус с треугольным крылом; 2— элевон; 3— руль направления;

4 — вертикальный стабилизатор; 5 — грузовой отсек

уменьшилась с 62,8 до 61,6 м. Внесение изменений в раз-
гонные РДТТ и в орбитальную ступень привело к неко-
торому увеличению массы ТКК (до 2450 т) и тяги дви-
гателей при старте.

Длина разгонных двигателей увеличилась с 46 до
56,4 м.

РДТТ имеют систему управления вектором тяги, что
позволит применять разгонные РДТТ в качестве аварий-
ных, если основные ЖРД орбитальной ступени выйдут
из строя в течение первых 30 с полета.
В этом Случае разгонные РДТТ обеспечат подъем
орбитальной ступени на высоту около 4300 м, откуда опа
сможет планировать на землю.

Для предотвращения роста перегрузок предусмотрено
некоторое уменьшение тяги каждого РДТТ через 40 с
после старта. Это достигается в результате изменения
формы топливного заряда в его носовой части.

В орбитальной ступени предполагалось переделать
носовую часть, перенеся стыковочный блок за кабину
экипажа. При этом конструкция кабины станет частью
общей конструкции фюзеляжа.

После внесения изменений общая длина орбиталь-
ной ступени увеличилась до 38,3 м, а размах крыла до
25,6 м. Габариты отсека полезного груза остались преж-
ними.

В материалах пересмотра требований к ТКК указы-
валось, что при внесении изменений в конструкцию ор-
битальной ступени необходимо учитывать, чтобы масса
ее не превышала 77 т.

Электроэнергия для систем ТКК вырабатывается тре-
мя кислород-водородными топливными элементами мощ-
ностью 7 кВт. Помимо топливных элементов имеются
четыре вспомогательные силовые установки, приводящие
в действие три генератора мощностью 20 кВт.

Этот источник питания используется в дополнение к
топливным элементам на участках старта, выхода па
орбиту, входа в атмосферу и при посадке.

Программа запуска ТКК предусматривает верти-
кальный старт.

Вначале включаются три основных ЖРД орбиталь-
ной ступени. Как только они разовьют полную тягу,
включаются два разгонных РДТТ.

После того как отношение суммарной тяги к старто-
вой массе превысит единицу, освобождаются узлы креп-
ления ТКК к пусковой установке, и он стартует.

Считается, что максимальное динамическое давление
достигается через 50—60 с полета на высотах 9000—
12 000 м.

Отделение разгонных РДТТ происходит через 120 с
полета, после того как ТКК совершит начальный маневр
по тангажу. В это время скорость должна быть 1500—
1550 м/с, а высота полета около 45,5 км.
После сбрасывания разгонных РДТТ орбитальная
ступень с топливным баком выходит на орбиту высотой
80—160 км. Ориентирование осуществляется таким об-
разом, чтобы обеспечивались наиболее благоприятные
условия для входа в атмосферу сбрасываемого топливно-
го бака.

• Перед сбрасыванием бака оставшееся в нем топливо
сливается за борт, а после сбрасывания в его носовой
части включается тормозной двигатель, обеспечивающий
сход бака с орбиты.

В это же время орбитальная ступень, используя бор-
товую систему маневрирования, отходит от сброшенного
топливного бака и приступает к выполнению поставлен-
ных перед пей задач.

По завершении программы полета орбитальная сту-
пень выходит на траекторию возвращения на Землю.

Вход в атмосферу осуществляется при постоянном
угле атаки 32' до тех пор, пока скорость аппарата не
упадет до М=7.

Затем ступень совершает маневр относительно попе-
речной оси и переходит на планирующий полет.

На конечном участке входа в атмосферу, начиная с
высоты 120 км, орбитальная ступень имеет достаточный
запас энергии, чтобы обеспечить номинальную попереч-
ную маневренность в пределах 2000 км.

Специалисты НАСА полагают, что скорость захода
на посадку и скорость приземления ступени будут почти
такими же, как й у современных мощных реактивных
лайнеров. Так, считалось, что скорость приземления бу-
дет в пределах 315 км/ч.

Начальная стоимость программы по созданию ТКК
оценивалась в 5 млрд, долларов (по курсу 1971 г.).
В программу входили исследовательские и опытно-кон-
структорские работы по всей системе, постройка двух
орбитальных ступеней, испытания в горизонтальном по-
лете и осуществление первых шести вертикальных за-
пусков.

Продолжая исследовательские работы, НАСА весной
1973 г. утвердило проект облегченного варианта ТКК
(рис. 62), главным исполнителем которого была фирма
«Рокуэлл интернэшнл».

В результате изменений, внесенных в конструкцию
орбитальной ступени и разгонных РДТТ, фирме удалось
значительно снизить массу ТКК, сохранив тем не менее
его способность доставлять на орбиту полезный груз мас-
сой 29,5 т при запуске в восточном направлении

Стартовая масса облегченного варианта ТКК пред-
полагалась 1810 т, а масса незаправленной орбитальной

Рис. 62. Схемы ТКК в исходном варианте (а)
И в облегченном варианте (б):

1, 3 — разгонные РДТТ; 2, 4 — сбрасываемые внешние топ-
ливные баки

ступени 8 т. Указывалось, что при использовании облег-
ченного варианта ТКК стоимость доставки на орбиту
1 кг полезного груза составит немногим более 350 дол-
ларов (410 долларов — в исходном варианте).

Из расчета проведения 445 запусков каждого ТКК
стоимость одного запуска в облегченном варианте оце-
нивается приблизительно 10,5 млн. долларов (в исход-
ном варианте при тех же условиях 12 млн. долларов).

Основное отличие орбитальной ступени облегченного
варианта от исходного состоит в применении крыла но-
вой формы, площадь его на 16% меньше площади крыла
в исходном варианте.
Новое крыло обладает лучшим аэродинамическим! ка-
чеством и на 9 т легче.

Отсек полезного груза имеет длину 19 м, ширину
5,2 м и высоту около 4 м.

На орбитальной ступени использовано вертикальное
хвостовое оперение обычной самолетной схемы с рулем
направления и тормозным щитком*.

Высота оперения около 8 м, ширина у основания
6,7 м.

Система маневрирования ступени состоит из двух
ЖРД, установленных в гондолах с обеих сторон хвосто-
вой части корпуса. Она предназначена для изменения
параметров орбиты и выполнения действий, связанных
со встречей и стыковкой, обеспечивающих сход с ор-
биты.

Топливный бак ТКК питает основные ЖРД орбиталь-
ной ступени с момента старта и почти до выхода на ор-
биту.

При этом предусматривается такая процедура запус-
ка, при которой топливный бак сбрасывается непосред-
ственно перед выходом, ступени на орбиту, что исключает
необходимость применения тормозных двигателей и обо-
рудования для обеспечения схода с орбиты, а это в свою
очередь позволяет уменьшить массу и снизить стоимость.
Что касается стартовых РДТТ, то они согласно проекту
имеют систему управления вектором тяги.

Считается, что в последнем варианте облегченного
ТКК будет применяться система катапультирования
экипажа на высотах до 6100 м.

В 1973 г. в зарубежной печати появились более под-
робные сведения об основных элементах ТКК, в частности,
касающиеся главной двигательной установки, разраба-
тываемой фирмой «Рокетдайн» с июня 1971 г. для орби-
тальной ступени. Сообщалось о некоторых особенностях
бортового оборудования ТКК, системе наведения, нави-
гации и управления.

Были также опубликованы сведения о разгонных
РДТТ, внешнем топливном баке и некоторых других
элементах ТКК.

Эти сообщения характеризуют проектные проработки
в области создания ТКК в США по состоянию на начало
1974 г.
Главная двигательная установка орби-
тальной ступени представляет собой связку из трех
ЖРД, работающих на жидких кислороде и водороде по
замкнутой схеме с дожиганием генераторного газа.

ЖРД монтируются па карданных подвесах в хвосто-
вой части фюзеляжа.

Надо сказать, что в ходе разработки ТКК ранее
предъявленные технические требования претерпели изме-
нения, связанные с эволюцией схемы самого ТКК. Од-
нако общие требования к главной двигательной уста-
новке остались прежними.

В основу проектирования установки был положен
принцип использования уже опробованных проектных ре-
шений, а также отработанных вариантов конструкции
систем и агрегатов с целью гарантирования минималь-
ного технического риска при создании двигателей с за-
данными характеристиками.

Каждый двигатель рассчитан на номинальную тягу
213 тс в вакууме и 171 тс на уровне моря. Тяга может
регулироваться в значительных пределах, причем преду-
смотрено ее форсирование на случай выхода из строя
одного из трех двигателей.

Удельный импульс меняется с 455 до 363 м/с в ваку-
уме и на уровне моря соответственно. Ресурс ЖРД меж-
ду регламентными работами 7,5 ч. Давление в камере
сгорания около 210 кгс/см2. Масса конструкции 2870 кг.

По внешнему виду двигатель напоминает ЖРД фир-
мы «Аэроджет» (рис. 24), его пневмогидравлическая
схема показана на рис. 63.

Основными элементами ЖРД являются: два низкона-
порных ТНА, которые обладают хорошими антикавита-
ционными * характеристиками в широком диапазоне
изменения входных параметров и обеспечивают необхо-
димое давление на входе в основные насосы; два высоко-
напорных ТНА; два газогенератора, вырабатывающие
рабочее тело для привода основных ТНА; камера сгора-
ния. Высоконапорные ТНА установлены на головке ка-
меры сгорания, а низконапорпые — на корпусе ракеты.
Они соединены трубопроводами большого диаметра с
гибкими сильфонами.

** -""II I	 

* Кавитация — нарушение сплошности потока жидкости С
образованием разрывов (пузырьков, каверн), заполненных парами.
После первой ступени высоконапорного насоса 75%
окислителя поступает непосредственно в форсуночную
головку камеры сгорания, а 10% направляется во вто-
рую ступень насоса для повышения давления до уровня,
необходимого для подачи окислителя в газогенераторы.

Рис. 63. Пневмогидравлическая схема основного ЖРД фирмы
«Рокетдайн» орбитальной ступени ТКК:

1— низконапорный ТНА горючего; 2— низконапорный ТНА окислителя;
3 — газогенератор ТНА горючего; 4 — газогенератор ТНА окислителя; 5 —
высоконапорный ТНА горючего; 6 — высоконапорный ТНА окислителя;
7—камера сгорания; 8— форсуночная головка; 9—главный клапан го-
рючего; 10— главный клапан окислителя; 11— клапан подачи окислителя
в газогенератор ТНА горючего; 12 — клапан подачи окислителя в газоге-
нератор ТНА окислителя; 13—клапан системы охлаждения камер сго-
рания

Оставшиеся 15% окислителя возвращаются на привод
гидравлической турбины низконапорного ТНА окисли-
теля и затем рециркулируют на вход высоконапорного
насоса.

Поток горючего после высоконапорного насоса раз-
хеляется па две части. 21% его суммарного расхода на-
правляется сначала в рубашку охлаждения камеры сго-
рания, а затем на привод турбины низкоиапорного насо-
ч	-	L

173
1	«
са горючего, после чего используется для охлаждения
трубопровода генераторных газов внутреннего днища
форсуночной головки и только после этого поступает в
камеру сгорания. Остальная часть потока горючего из
рубашки охлаждения камеры сгорания направляется в
газогенераторы. Горячий газогенераторный газ исполь-
зуется для привода высоконапорных насосов, а затем
дожигается в камере сгорания.

Считается, что использование отдельных газогенера-
торов упрощает перераспределение энергии между тур-
бинами обоих ТНА с помощью клапанов, установленных
на линии подачи окислителя в газогенераторы.

Двигатель выходит на нормальный режим за 3,5 с.
Запуск его производится по следующей схеме: образова-
ние потока водорода, включение воспламеняющего (элек-
троискрового) устройства, образование потока кислоро-
да, воспламенение компонентов топлива и выход на но-
минальный режим при работе системы управления гид-
равлическими клапанами. Для управления работой каж-
дого двигателя используются пять клапанов (рис. 63)
и своя система управления с ЦВМ.

Клапаны открываются и закрываются с помощью
гидроприводов с дублированными сервоклапанами.

Регулирование режима работы двигателя осущест-
вляется с помощью клапанов окислителя, установленных
на входе обоих газогенераторов. При этом путем, изме-
нения подачи окислителя в газогенератор ТНА окисли-
теля обеспечивается регулирование тяги двигателя, а
путем изменения подачи окислителя в газогенератор
ТНА горючего — регулирование соотношения компонен-
тов топлива. Команды на запуск, выключение, измене-
ние соотношения компонентов топлива и тяги двигателя
поступают от основной системы управления ТКК. Систе-
ма управления двигателя контролирует режим работы
двигателя и выполняет защитные функции в случае воз-
никновения аварийных ситуаций. Кроме того, она соби-
рает и передает в запоминающие устройства ТКК инфор-
мацию от датчиков, регистрирующих параметры работы
двигателя.

Основным конструктивным элементом головки дви-
гателя считается коллектор горячего генераторного газа,
который соединяет в единый узел газогенераторы, ТНА
высокого давления и форсуночную головку камеры сго-
174
рания. Он обеспечивает подачу газов с выхода высоко-
напорных ТНА к форсуночной головке и равномерное
распределение потока на входе в форсунки, от чего в зна-
чительной степени зависит полнота сгорания компонен-
тов топлива. Низконапорный ТНА горючего состоит из
осевого насоса с переменной площадью проходного се-
чения, установленного на одном валу с двухступенчатой
газовой турбиной. Потребное избыточное давление на
входе в насос горючего составляет 0,14 кгс/см2. Абсолют-
ное давление на выходе из насоса соответствует
15,2 кгс/см2. Низконапорный ТНА окислителя состоит
из осевого насоса, который непосредственно соединяется
с шестиступенчатой гидравлической турбиной. Потребное
избыточное давление на входе в насос составляет 0,56,
а давление на выходе из насоса — 30,5 кгс/см2. По-
скольку рабочие тела в турбинах и насосах ТНА одни
и те же, то это значительно упрощает систему уплотне-
ний между турбиной и насосом и исключает опасность
взрыва при смешивании рабочего тела турбины и пере-
качиваемой жидкости. Высоконапорный ТНА горючего
включает трехступенчатый центробежный насос, приво-
димый в действие двухступенчатой реактивной турбиной.
Давление за насосом горючего соответствует 442 кгс/см2.
Высокие характеристики ТНА горючего достигаются при
использовании бандажированных крыльчаток и насоса
с тремя центробежными ступенями. Наличие бандажа
обеспечивает независимость характеристик насоса от
осевых зазоров, а также предотвращает нестабильность
течения и разброс характеристик ТНА от партии к пар-
тии. Использование трехступенчатого насоса горючего
позволяет увеличить скорость вращения вала ТНА.
В высоконапорный ТНА окислителя входят: основной
центробежный насос, консольно-расположенный неболь-
шой вспомогательный центробежный насос для дополни-
тельного повышения давления кислорода, который на-
правляется в газогенератор, и двухступенчатая турбина

Основной насос окислителя повышает давление кис-
лоро та до 344 кгс/см2, а вспомогательный подкачиваю-
щий насос — до 577 кгс/см2 Основной насос окислителя
имеет крыльчатку с двусторонним входом. Такое кон-
структивное решение позволяет увеличить число оборо-
тов, вала ТНА в 1,41 раза без ухудшения кавитационных
характеристик насоса. Это в свою очередь приводит к
175
существенному уменьшению размера и массы ТНА окис-
лителя.

Дублированные уплотнения между насосом и турби-
ной обеспечивают безопасную эксплуатацию высокона-
порных ТНА даже в случае, если одно из уплотнений
выйдет из строя. Контакты между вращающимися и не-
подвижными элементами в насосах сведены до мини-
мума.

В тех случаях, когда существует потенциальная опас-
ность таких контактов, используется упрочненное сереб-
ряное покрытие для лучшего отвода тепла. Генераторы
ТНА окислителя и горючего имеют одинаковую конст-
рукцию. Каждый из них состоит из цилиндрической ка-
меры сгорания с рубашкой охлаждения и форсуночной
головкой с коаксиальными форсунками. Форсуночная
головка приварена к коллектору, куда подается подогре-
тый газообразный водород из рубашки охлаждения соп-
ла. Форсуночная головка газогенератора содержит боль-
шое количество близко расположенных форсунок окис-
лителя с малым расходом!. Образование, испарение и
сгорание капель окислителя благодаря этому происхо-
дят па небольшом расстоянии от форсуночной го-
ловки.

Близкое расположение распылительных элементов
обусловливает равномерное выделение энергии по сече-
нию газогенератора при сгорании компонентов топлива,
в результате чего уменьшается потребность во вторич-
ном турбулентном перемешивании с целью равномерно-
го распределения тепла в продуктах сгорания. Стабиль-
ность горения в газогенераторе обеспечивается за счет
использования охлаждаемых водородом трехлопастных
перегородок и акустических демпферов. Перегородки
демпфируют первую частоту акустических тангенциаль-
ных колебаний, а акустические демпферы подавляют
колебания в зонах камеры сгорания, образованных пере-
городками.

В форсуночную головку основной камеры сгорания дви-
гателя входят силовые элементы, к которым прикрепле-
ны трубопроводы подачи компонентов топлива, и двух-
стенное огневое днище. Длинные трубки форсунки окис-
лителя проходят через полость подвода генераторного
газа внутри форсуночной головки, а затем через двух-
стенное огневое днище попадают в камеру сгорания.
Каждая форсунка горючего представляет Собой прохо-
дящую через двухстенное огневое днище короткую трубку,
расположенную коаксиально вокруг форсунки окис-
лителя. В форсуночной головке находятся газо-жидкост-
ные распылительные элементы (центральная струя жид-
кого кислорода окружена кольцом, горючего генератор-
ного газа, богатого водородом), которые размещены по
концентрическим окружностям вокруг установленного в
центре воспламенительного устройства.

Эти элементы распределены равномерно по поверх-
ности огневого днища как в радиальном, так и в окруж-
ном направлении для предотвращения образования за-
вихрений, способных уменьшать полноту сгорания и уве-
личивать теплоприток к стенкам камеры.

Приблизительно 12% форсунок (75 из 600) высту-
пают над поверхностью днища на 5,08 см, образуя свое-
образные демпфирующие перегородки, которые делят
зону горения на шесть элементов с поперечным размером
27,9 см (центральная зона в виде круга) и пять пери-
ферийных зон, образованных поперечными перегородка-
ми, стенками центральной зоны и стенкой камеры сгора-
ния. В зарубежной печати сообщалось, что эксперимен-
тальные исследования, проведенные фирмой «Рокетдайн»,
показали динамическую стабильность горения при
поперечном, размере зоны горения менее 29,5 см. Стенки
огневого днища форсуночной головки охлаждаются про-
ходящим через пары газообразным водородом, который
отводится от турбины низконапорного ТНА горючего.
Этот водород поступает во внутреннюю полость огневого
днища по периферии форсуночной головки и течет ради-
ально к центру между стенками огневого днища. Внут-
ренняя стенка огневого днища отделяет поток охлаждаю-
щего водорода от горячего газогенераторного газа, а
наружная стенка — от зоны горения в основной камере
сгорания. Таким образом, поток относительно холодного
газообразного водорода, проходя через поры наружной
стенки огневого днища, обеспечивает охлаждение как
самой стенки, так и демпфирующих перегородок (за счет
конвекции), которые образованы выступающими форсун-
ками в зоне горения.

Наличие пор во внутренней стенке огневого днища
обеспечивает ее охлаждение, а также подачу и равно-
мерное распределение оставшейся части водорода после
турбины низконапорйОГо ТНА горючего в потоке Генера-
торного газа на входе в форсуночную головку.

Камера сгорания имеет две стенки: внутреннюю с
продольными каналами для охлаждающего потока во-
дорода и приваренную к ней наружную стенку, воспри-
нимающую основные нагрузки.

В качестве материала для огневой стенки исполь-
зуется сплав меди, серебра и циркония, обладающий, по
мнению зарубежных специалистов, хорошей теплопровод-
ностью, удовлетворительными прочностными характери-
стиками при высоких температурах, пластичностью и ме-
таллургической стабильностью. Максимальная рабочая
температура огневой стенки 537’. Наружная несущая
стенка изготавливается из легкого высокопрочного спла-
ва инконель-718. Первоначально предполагалось изго-
тавливать огневую стенку камеры сгорания из кованой
заготовки с последующей механической обработкой. На
наружной поверхности огневой стенки прорезались в
продольном направлении 280 каналов, через которые па
рабочем режиме проходит горючее (около 21% суммар-
ного расхода). Температура водорода на входе в кана-
лы охлаждения составляет 55, а на выходе —283 К.
Ширина каналов охлаждения в районе цилиндрической
части камеры и расширяющейся части при переходе в
сопло равна 2 мм.

Толщина огневой стенки в процессе ее изготовления
выдерживается постоянной и контролируется ультразву-
ковым микрометром. В дальнейшем каналы огневой
стенки заполняются парафином, а па наружную поверх-
ность стенки методом электроосаждепия наносится слой
никеля, к которому привариваются внешняя несущая
стенка камеры сгорания и топливные коллекторы.

Заключительной операцией при изготовлении камеры
сгорания является выплавление парафина из каналов
охлаждающего тракта.

Предполагается также отливать огневую стенку
вместе с каналами для хладагента. Эксперименты, про-
веденные фирмой, показали, что такая технология изго-
товления камеры сгорания вполне пригодна для кисло-
род-водородных ЖРД ТКК с регенеративным охлажде-
нием.

Рассматриваемая конструкция камеры сгорания
включает часть сопла до сечения с уширением 5, где
178
крепится основное сопло, обеспечивающее уширение 77,5.
Сопло, выполненное из трубок, охлаждается водородом,
отбираемым после высоконапорного ТНА.

Водород поступает сначала к срезу сопла, а затем
идет в обратную сторону. Трубки, по которым горючее
двигается в сторону среза сопла, проходят по всей его
длине.

Трубки с обратным течением водорода от среза соп-
ла доходят до сечения со степенью уширения 20, где
расположен коллектор, из которого водород направляет-
ся в газогенератор.

Система воспламенения компонентов топлива в газо-
генераторах и в камере сгорания полностью заимствова-
на из системы воспламенения двигателя J-2, используе-
мого у РН «Сатурн-5».

В нее входят: двухкомпонентный инжектор, два дуб-
лирующих друг друга электроискровых воспламенителя
и сопло, направляющее поток горящих газов в основную
зону смещения компонентов топлива.

Специалисты фирмы считают, что ЖРД главной дви-
гательной установки должны сохранять работоспособ-
ность в. течение 7,5 ч между переборками. При этом в
шести запусках из ста двигатель должен работать с по-
вышенной на 9% тягой. В связи с таким режимом особое
внимание обращается на элементы конструкции, контак-
тирующие с горячим газом, на подшипники ТНА, силь-
фоны топливных магистралей и уплотнения клапанов.
Считается, что для предотвращения усталостного разру-
шения этих элементов необходимо ограничить напряже-
ния от температурных перепадов. С этой целью в двига-
теле используется охлаждение систем с горячим газом,
путем циркуляции газообразного водорода между двой-
ными стенками охлаждаемых систем.

Лопатки турбин охлаждаются путем впрыска неболь-
шого количества хладагента непосредственно у корня
лопасти.

В целях увеличения ресурса подшипников предпола-
гается использовать конструкционные материалы, вы-
плавляемые в вакууме. Это, по мнению специалистов
фирмы, может повысить ресурс подшипников приблизи-
тельно в 65 раз.

Большой ресурс применяемых в ЖРД шаровых кла-
панов обеспечивается устранением трения между шари-
ком и уплбТйёййём путем подъема уплотнения до начала
движения шарика. Считается, что уплотнение может
быть изготовлено из пластика и это якобы полностью
устраняет утечку при минимальном износе.

Представляют определенный интерес и намечаемые
мероприятия по техобслуживанию двигательной уста-
новки. Суммарное время с момента посадки ТКК до по-
следующего старта 25 ч. Из них 21 ч отводится на тех-
обслуживание. Для составления уточненного плана по-
слеполетных работ, связанных с техобслуживанием и
ремонтом двигательной установки, предполагается прово-
дить анализ результатов автоматических общепринятых
регламентных проверок, а также данных о работе дви-
гательной установки в ходе полета. После завершения
ремонтных работ осуществляются вторая и заключитель-
ная проверка, па основании которых делается вывод о
готовности двигательной установки к выполнению оче-
редного полета. Считается, что послеполетные работы
должны проводиться на открытой площадке в целях
обеспечения быстрого охлаждения орбитальной ступени
и рассеивания паровых остатков компонентов топлива.
Сразу же после приземления орбитальной ступени пред-
полагается последовательно проводить охлаждение теп-
лозащитной системы, слив или дренирование остатков
компонентов топлива и газов наддува, продувку систем
двигательной установки до полного осушения и визуаль-
ный контроль.

После проведения этих операций в топливных маги-
стралях двигателя еще могут сохраниться остатки паров
топлива, а на наружных поверхностях — различные за-
грязнения, Поэтому перед началом проведения работ с
подключением! силового и электрического оборудования
считается необходимым создавать вокруг двигателей ат-
мосферу инертного газа с целью предотвращения пожа-
ров и взрывов. Удаление загрязнения с наружных по-
верхностей двигателя предполагается проводить для
предотвращения коррозии и других повреждений в пери-
од стоянки на земле. Затем зачехленную орбитальную
ступень перемещают из зоны посадки в зону техобслужи-
вания для проведения автоматических проверок, внешне-
го осмотра узлов и агрегатов, контроля негерметично-
сти в бортовых системах, а также для определения сте-
пени выработки ресурсов.
При первой автоматической проверке определяются
состояние двигателей и объем ремонтных работ, а при
заключительной — контролируется качество техобслужи-
вания и па основании полученных результатов делается
вывод о степени готовности двигательной установки к
полету,

В процессе автоматических проверок контролируются
система управления двигателей, датчики, кабели, приво-
ды, соленоиды, топливные клапаны, фильтры, обратные
клапаны и электроискровые зажигательные устройства.
Проверка на функционирование клапанов заключается в
определении времени их открывания и закрывания.

Помимо скорости срабатывания в гидравлических си-
стемах проверяется уровень рабочего давления. Датчики
давления, установленные в пневматических системах,
позволяют произвести проверку электропневмоклапанов,
обратных пневмоклапанов, фильтров и дренажно-предо-
хранительных клапанов.

Утечки в клапанах определяются путем обработки
замеров, выполненных в полете.

„ Обработка результатов наземных проверок начинает-
ся по мере поступления данных, требуемых для составле-
ния уточненного плана ремонтных работ. Более углуб-
ленный анализ результатов автоматических проверок
предназначен для выявления изменений характеристик
систем двигателя после всех произведенных полетов, что
позволяет обнаружить на самой начальной стадии эле-
менты и узлы двигателя, в которых могут произойти по-
ломки.

Величину утечек в системах двигательной установки
и характеристики теплоизоляции предполагается опреде-
лять по результатам измерений, проведенных в полете.
Считается, что на земле невозможно полностью смодели-
ровать (по температуре, давлению, напряжениям и виб-
рации) условия, которые действуют на двигательную
установку в полете. Одним из путей регистрации утечек
является использование подверженных специальной хи-
мической обработке лент или покрытий, меняющих свой
цвет под воздействием утечек. Регистрирующее устрой-
ство такого типа считается достаточно простым, легким
и недорогим. Его, по мнению специалистов фирмы, мож-
но легко заменить после выполнения ремонта между
стартами ТКК. Утечки выявляются путем полного визу-
альпого котроля за каждым из двигателей. В случае же
использования эластомерных покрытий утечки рекомен-
дуется выявлять либо по наличию местных деформаций
(пузырьков), либо по изменению внешнего вида покры-
тия.

В зарубежной печати приводились таблица проверок
и список основных узлов и элементов двигателей, харак-
теристики которых контролируются при проведении про-
верок и которые могут быть заменены за время, отведен-
ное для послеполетного техобслуживания. Из списка
видно, что половина узлов ЖРД подвергается автомати-
ческой проверке. Все узлы, кроме расходомеров и под-
шипника карданного подвеса, проходят внешний осмотр.
Наиболее важные узлы и агрегаты (все ТНА, клапаны
окислителя и горючего, узлы управления) подвергаются
разносторонней проверке.

Рассматривая особенности бортового оборудо-
вания ТКК, следует иметь в виду, что на борту орби-
тальной ступени предусмотрено размещение следующих
систем: наведения, навигации и управления; обработки
информации; связи; отображения обстановки и контроля;
пилотажно-навигационной; электроснабжения. Посколь-
ку орбитальная ступень имеет ресурс до 500 полетов,
разгонные РДТТ — до 20, а внешний топливный бак бу-
дет использоваться только один раз, максимальное коли-
чество элементов указанных систем размещается на ор-
битальной ступени, а остальные — на разгонных РДТТ
и внешнем баке.

В частности, па разгонных РДТТ находятся приводы
системы управления вектором тяги, а также аппаратура
для передачи на Землю или записи на пленку информа-
ции о полете РДТТ после отделения от внешнего бака
(с целью активного слежения за РДТТ во время их
полета).

На внешнем баке расположены аппаратура и обору-
дование для ориентации бака после его отделения от
орбитальной ступени и перед включением тормозных
РДТТ, предназначенных для увода бака с орбиты.

Намечено также установить аппаратуру передачи на
Землю данных о баке от момента отделения до начала
его разрушения.

Помимо этого, будет размещена аппаратура непре-
рывного контроля за уровнем компонентов топлива.
Чтобы обеспечить высокую надежность ТКК в тече-
ние всего периода эксплуатации при сравнительно малых
затратах, предполагается широко использовать в борто-
вом оборудовании ТКК уже существующие падежные
элементы, которые применяются на космических аппара-
тах, а также па военных и гражданских самолетах.

Готовые элементы (с минимальным объемом дорабо-
ток) планируется использовать в тех же температурных
условиях, на которые они рассчитаны.

Полагают, что надежность бортового оборудования
ТКК во многом будет зависеть от степени резервирова-
ния.

Если на КК «Аполлон» отказ элемента в некоторых
случаях мог привести к срыву полета, то для ТКК это
исключено, поскольку в основных подсистемах преду-
смотрено тройное резервирование. При выходе из строя
одного важного элемента полет будет продолжаться по
программе, при отказе второго элемента обеспечивается
безопасное возвращение орбитальной ступени на Землю.
Вероятность же выхода из строя третьего элемента, по
мнению специалистов, чрезвычайно мала.

Предусматривается размещение радиоэлектронного
оборудования в трех различных отсеках, а также стан-
дартного встроенного оборудования для предупреждения
экипажа о неисправностях.

Часть элементов будет защищена от радиации.

На борту орбитальной ступени намечено расположить
девять ЦВМ двух типов: три большие — в системе наве-
дения, навигации и управления; шесть мини-ЦВМ —
в остальных системах.

ЛАпни-ЦВМ с запоминающими устройствами большой
емкости будут выполнять несколько функций и обеспечат
частичное резервирование прн отработке информации.

Система наведения, навигации и управления пред-
назначена для автоматического и ручного управления
орбитальной ступенью, в том^ числе прн орбитальном по-
лете, стыковке на орбите и посадке.

В систему входят три независимые основные автома-
тические подсистемы и резервная (вспомогательная)
подсистема со своими датчиками для обеспечения ручно-
го управления ступенью.

В каждой основной подсистеме имеются блок инер-
циальных датчиков, аналогичный соответствующим бло-
12*	183
кам на КК «Аполлон» и многих самолетах, датчики го-
ризонта и звездные датчики, военная навигационная си-
стема «Такан», система посадки по приборам и радио-
высотомер. Часть оборудования (до 60%) будет исполь-
зована без доработок, а в отдельные приборы и системы
намечается внести некоторые изменения.

Система обработки информации тесно
связана с системой наведения, навигации и управления.

В нее входят ЦВМ, запоминающие устройства боль-
шой емкости и устройства ввода-вывода.

Вся информация от измерительных элементов основ-
ных подсистем системы наведения, навигации и управле-
ния поступает в три главные бортовые ЦВМ, с помощью
которых вырабатываются команды управления ТКК и
данные для отображения обстановки.

Габариты бортовых ЦВМ рассчитаны на увеличение
объема памяти, а также на повышение скорости ввода
(вывода) и обработки информации.

В перспективе объем памяти предполагается увели-
чить вдвое.

Математическое обеспечение намечено разработать
таким образом, чтобы все операции ТКК осуществлялись
с использованием единой программы.

В подсистеме связи планируется широко использо-
вать оборудование, применяемое для связи с космиче-
скими аппаратами и самолетами. Считается, что систе-
ма связи обеспечит сопровождение ТКК, передачу
команд и телеметрической информации, двустороннюю
голосовую связь с наземными станциями, передачу теле-
визионных изображений из грузового отсека в кабину
экипажа и па Землю, автоматическое переключение ан-
тенн для надежной связи на всех высотах и другие виды
обслуживания ТКК связью по всем« каналам и на всех
режимах полета.

Полагают, что все оборудование связи должно рабо-
тать с существующими системами, применяемыми НАСА,
ВВС и гражданской авиацией. В частности, будут ис-
пользованы следующие диапазоны волн: сантиметровые
и метровые — для телефонной связи, телевизионных и
телеметрических каналов, сантиметровые — для радио-
высотомеров, дециметровые — для систем «Такан» и
УВД, метровые и дециметровые — для систем посадки
по приборам.
С целью упрощения системы отображения об-
становки, и контроля, а также пилотажно-навига-
ционной системы решено не дублировать приборы и уст-
ройства, предназначенные для выполнения аналогич-
ных функций на космическом и атмосферном участках
полета. Однако в аварийных ситуациях дублирование
должно обеспечивать посадку ТКК с любого кресла пи-
лота.

Система электроснабжения предназначена
для выработки электроэнергии, а также для преобразо-
вания и распределения постоянного и переменного тока
между потребителями.

В состав главной энергетической установки системы
входят три кислород-водородных топливных элемен-
та. Установка будет осуществлять электроснабжение
ТКК в космосе.

Каждый элемент мощностью до 10 кВт (минималь-
ная — 2 кВт) дает напряжение в диапазоне 27,5—
32,5 В. Элементы будут также вырабатывать питьевую
воду и воду для системы охлаждения орбитальной сту-
пени при сходе с орбиты.

На участках взлета, выхода на орбиту, схода с орби-
ты и посадки дополнительное электроснабжение поступа-
ет от трех турбогенераторов вспомогательной энергети-
ческой установки, работающих на гидразине.

Расчетная мощность на валу турбогенераторной си-
стемы 150 л. с.

Представляют интерес и некоторые сведения о раз-
рабатываемых разгонных РДТТ (ускорителях) и
внешних топливных баках.

В начале 1973 г. Маршаллский научный центр объ-
явил о решении ограничить диаметр разгонного РДТТ
до 3,66 м, а отношение длины к диаметру принять рав-
ным 8,5. В случае необходимости (при увеличении мас-
сы орбитальной ступени и внешнего бака) допускается
прежний диаметр РДТТ, но отношение длины к диамет-
ру увеличивается до 10.

Одна из схем разрабатываемых разгонных РДТТ
приведена на рис. 64.

Разгонный РДТТ состоит из нескольких одинаковых
центральных секций, а также из передней и задней сек-
ций.
В РДТТ в собранном виде входят следующие основ*
ные элементы: корпус, заряд твердого топлива, воспла-
менитель со средствами предохранения и запальными
устройствами, система обнуления тяги (с двумя крышка-
ми, по периметру которых располагаются детонирующие

Рис. 64. Схема одного из вариантов разгонного РДТТ:
/—‘Передний узел крепления к внешнему баку; 2, 4—мигао двигатели увода
РДТТ от ТКК; 5 — задний узел крепления к внешнему баку; 5 — крышки
(две) системы обнуления тяги; 6 — основные парашюты системы спасения
(три, диаметр купола около 40 м): 7 — устройство для сброса головного об*
тскателя

шнуры), система обнаружения неисправностей, пиротех-
ническая система расстыковки узлов крепления РДТТ к
внешнему баку, микродвигатели (до шести па каждом
РДТТ) увода РДТТ от ТКК.

Масса и габаритные размеры секций РДТТ опреде-
лялись с учетом ограничений, вытекающих из условий
перевозки их по шоссейным и железным дорогам. Так,
максимальная масса секции достигает 90—180 т.

Ориентировочные характеристики РДТТ по состоянию
на середину 1973 г. следующие: диаметр 3,62 м, длина
44,3 м, масса смесевого твердого топлива 457 т, тяга на
уровне моря в течение 100 с 1250 тс (согласно послед-
ним тактико-техническим требованиям диаметр каждого
РДТТ должен быть 3,7 м, а длина — 45 м). Степень рас-
ширения сопла 7:1, диаметр его среза 3,59 м. Корпус
РДТТ выполнен из конструкционного материала Д6АС
с запасом прочности 1,4. Задняя юбка РДТТ имеет ци-
линдрический участок с кормовой секцией плавучести.
На этой же юбке размещаются опоры, с помощью кото-
рых ТКК устанавливается на пусковом столе.
Рабочие характеристики РДТТ определялись исходя
из требований ко всей транспортной космической систе-
ме. Согласно этим требованиям тяговооружен ность при
пуске (отношение тяги к массе ТКК) должна быть рав-
на 1,5, а перегрузки не должны выходить за преде-
лы 3 g.

Стабилизация ТКК при его подъеме на орбиту и уп-
равление по тангажу, рысканию и крену обеспечивается
системой управления вектором> тяги маршевых двигате-
лей орбитальной ступени, ее аэродинамическими органа-
ми управления, а также системой управления вектором
тяги каждого РДТТ. Линия действия вектора тяги на
режиме полной тяги согласно требованиям не должна
отклоняться более чем на 1° в любую сторону от осевой
линии РДТТ и смещаться более чем па 12,7 мм от центра
поперечного сечения двигателя при нулевом положении
критического сечения сопла. Конструкция сопла позволя-
ет обеспечивать возможность его отклонения на 8е по
отношению к нейтральному положению при угловой ско-
рости поворота 5 град/с и угловом ускорении 2 град/с2
Техническими требованиями предусматривается опреде-
ленная прочность узлов крепления и механизмов разде-
ления ступеней.

Для того чтобы компенсировать статическое (дина-
мическое) расширение или сжатие конструкции, вызван-
ное действием давления продуктов сгорания внутри кор-
пусов РДТТ, перемещением масс топлива в баках и
инерционными нагрузками, в задних узлах крепления
корпусов предусмотрена возможность относительного
смещения поверхностей па 240 мм.

При отделении разгонных РДТТ от топливного бака
маршевых ЖРД активная роль отводится РДТТ, на кор-
пусах которых размешено необходимое вспомогательное
оборудование системы разделения.

По проекту система спасения должна придавать опу-
скающемуся в океан корпусу РДТТ положение, при
котором с водной поверхности первым сталкивается соп-
ло двигателя. Перед соударением при спуске тормозной
парашютной системой обеспечивается вертикальная ско-
рость снижения, не превышающая 24 м/с.

Испытания по определению требований относительно
горизонтальной скорости перемещения к настоящему
времени еще не проведены. Однако считается, что в уело*
виях волнения океана, соответствующего 5 баллам, гори-
зонтальная скорость нс должна превышать 18 м/с. По-
вышенное давление внутри корпуса РДТТ при соударе-
нии с водной поверхностью нс должно приводить к пре-
вышению уровня давления РДТТ на рабочем режиме, на
который рассчитан корпус.

Предполагается, что каждый корпус можно будет ис-
пользовать после проведения соответствующего ремонта
до 20 раз. Конструкция разгонного РДТТ рассчитана на
плавучесть при волнении до 5 баллов (высота волн до
4 м) и на буксировку при волнении до 4 баллов (высота
волн до 2,4 м).

Рассмотрев общие характеристики разгонных РДТТ,
познакомимся более подробно с тяговыми характеристи-
ками РДТТ, их элементами конструкции, электрической
системой, системами управления вектором тяги и спасе-
ния.

При анализе характеристик ТКК в цепом тяговоору-
женность, время работы двигателей, величина полного
импульса, максимальный скоростной напор и допусти-
мые перегрузки принимались в качестве независимых
переменных. Конструкцию корпуса РДТТ рассчитывали
исходя из закона изменения тяги по времени, массы топ-
лива, величины удельного импульса и совершенства кон-
струкции. Из расчетов внутренней баллистики определя-
лись конфигурация заряда топлива, давление в камере
сгорания и диаметр корпуса РДТТ. При воспламенении
заряда время нарастания тяги до 75% максимальной
тяги на уровне моря принималось 150—450 м/с. РДТТ
должен работать в температурном параметре диапазона
от 4 до 32 С (номинальные значения параметров опре-
делены для температуры 15,5°С).

Применяемое топливо — полибутадиенкрилнитрило-
вое с перхлоратом аммония и добавками алюминия.
В топливо введена окись железа в качестве катализатора
скорости горения. Возможно будет применяться топливо
на основе полибутадиена с гитроксильпой концевой
группой, преимуществами которого считаются более низ-
кая стоимость, хорошие механические свойства, лучшая
технологичность и более высокие энергетические харак-
теристики. Заданный закон изменения тяги во времени
обеспечивается выбором определенной конфигурации за-
ряда. Для передней секции заряда предусмотрен канал
188
звездообразного сечения, для основной секции — конусо-
образный кругового сечения и для задней секции — ци-
линдрический. С тем чтобы обеспечить при пуске отно-
шение тяги к массе ТКК, равное 1,5, для передней сек-
ции выбрано сечение в виде 12-конечпой звезды, что
гарантирует большую поверхность горения в начальный
период работы двигателя и регрессивное горение после
28-й секунды со спадом 1,5% в секунду до тех пор, пока
не завершится этап, ограничиваемый требованиями по
скоростному напору (рис. 64).

Конусообразное сечение основной секции обусловли-
вает прогрессивное горение и, следовательно, повышение
полетных характеристик ТКК до тех пор, пока не всту-
пает в силу ограничение по максимальной величине пе-
регрузок.

Задняя секция представляет собой заряд с цилиндри-
ческим каналом и полостью, необходимой для поворота
подвижного сопла РДТТ.

Применяемая в двигателе теплоизоляция должна
обеспечить температуру стенки корпуса не выше 36 С.
Это требование обусловливает переменную толщину изо-
ляции в зависимости от конфигурации и скорости абля-
ции (отбора тепла от конструкции). Для участков поверх-
ности, не закрытых топливом, может потребоваться ма-
териал, стойкий к воздействию озона. Максимальная
скорость потока продуктов сгорания определялась мини-
мальным отношением площадей канала и критического
сечения сопла, равным 1,3.

Система воспламенения топлива расположена в пе-
редней секции. В нее входят воспламеняющий заряд,
помещенный в стальной корпус, и патрон, инициирующий
воспламенение. После срабатывания воспламеняющего
заряда продукты сгорания через скошенные сопла посту-
пают к поверхностям основного заряда РДТТ. Патрон,
инициирующий воспламенение, представляет собой
уменьшенный вариант воспламеняющего заряда и также
заключен в стальной корпус.

Узел отклоняющего сопла РДТТ состоит из собствен-
но сопла с механизмом качания и узлов крепления при-
водов системы управления вектором тяги двигателя.

Сопло имеет профилированный контур и отношение
площадей среза и критического сечения 7: 1 (диаметр
среза 3,59 м, диаметр критического сечения 1,32 м).
Останавливаясь на элементах конструкции разгонно-
го РДТТ, следует иметь в виду, что носовой конус, обес-
печивая минимальное аэродинамическое сопротивление
при движении ТКК, в то же время служит контейнером
для размещения системы спасения корпуса РДТТ
(рис. 65). Конус имеет две плоскости разделения. Вна-

Рис. 65. Схема носового конуса и системы спасения
РДТТ:

1 — бортовый радиомаяк; 2 — конус плавучести; 3— купольг
основных парашютов; 4—контейнер основных парашютов; 5—
секция РДТТ; 6 — стропы; 7 — теплозащита; 8 — вытяжной
парашют

чале отделяется верхушка конуса, давая возможность
развернуться вытяжному парашюту. Вторая плоскость
отделяет первый отсек РДТТ. Отход носового конуса по-
зволяет раскрыть основные парашюты. Сам же он опу-
скается в воду на вытяжном парашюте.

Передний отсек расположен между носовым конусом
и корпусом РДТТ. Он служит силовой конструкцией,
воспринимающей при спуске усилия, передаваемые через
стропы парашюта. В нем расположены электрическая си-
стема и ракетные двигатели системы разделения. Под-
пятники для передачи к баку тягового усилия, развивае-
мого РДТТ, подвержены действию срезающих усилий по
осям X и Z и сжимающих сил по оси У.

Задняя юбка и узлы опор при пуске предназначены
для защиты сопел РДТТ от воздействия аэродинамиче-
190
Ских и тепловых Нагрузок и для обеспечения установки
ТКК на пусковом столе.

В конструкции предусмотрены разъемные замки и
контейнеры для размещения ракетных двигателей систе-
мы разделения и органов системы управления вектором
тяги РДТТ. Нагрузки на заднюю юбку от ТКК при его
установке на пусковой стол передаются через корпус
РДТТ и равномерно распределяются.

Электрическая система (система энергопитания и рас-
пределения) предназначена для преобразования и рас-
пределения электроэнергии, поступающей до момента
разделения ступеней, и обеспечения выключения и про-
граммной работы механизмов. Подсистема распределе-
ния энергии получает сигналы на срабатывание органов
управления вектором тяги и передает ответные сигналы
к орбитальной ступени. Она также передает сигналы, по-
ступающие от орбитальной ступени, на срабатывание
пиротехнических устройств и оборудования перед разде-
лением ступеней. После отделения разгонных. РДТТ пи-
тание к агрегатам, находящимся на борту, подается от
автономных батарей.

Контроль и воспламенение пиротехнических уст-
ройств, предназначенных для запуска РДТТ, расцепле-
ния узлов крепления, а также запуска передних и задних
ракетных двигателей системы разделения, обеспечивает-
ся программными механизмами с тройным резервирова-
нием. Такие же механизмы с двойным резервированием
обусловливают срабатывание пиротехнических устройств
и последовательность прохождения команд при всех опе-
рациях спасения конструкции. В задней кормовой части
разгонного РДТТ размещен трехстепенный гироскоп,
являющийся частью системы управления ТКК, функцио-
нирующей при подъеме.

Управление вектором тяги разгонного РДТТ основано
на повороте подвижного сопла двигателя. Система уп-
равления имеет два гидравлических привода, располо-
женных под 45 к плоскостям тангажа и рыскания ТКК.
Приводы обеспечивают передачу на сопло управляющего
усилия, которое может отклоняться на ±5 в 45-градус-
ной плоскости каждого привода, что обеспечивает его
отклонение в плоскостях тангажа и рыскания на ±8°.
Гидравлическая система приводов с регулируемым дав-
лением имеет двойное резервирование. В качестве рабо-
чего тела в ней используется холодный сжатый газ
(азот). Запаса рабочего тела достаточно для работы
системы, обеспечивающей суммарное отклонение сопла
на величину 140 с различными скоростями качания в
период выведения ТКК на орбиту. Система управления
вектором тяги РДТТ допускает регулирование по каждой
оси в пределах ±0,5’

Разгонные РДТТ отделяются от орбитальной ступени
на высоте около 43 км при скорости полета ТКК
1460 м/с. Они достигают в апогее высоты 63 км* при ско-
рости в этой точке 1260 м/с. Схема спасения конструкции
предусматривает применение вытяжного парашюта с ку-
полом диаметром 14,6 м на высоте 9,15 км. Вытяжной
парашют переводит корпус РДТТ в положение носовой
частью вверх, после чего раскрываются три основных
парашюта диаметром 40 м на высоте 6,1 км. Замедление
падения РДТТ с помощью парашютной тормозной систе-
мы позволяет снизить скорость к моменту соударения
конструкции с водной поверхностью до 24 м/с. Предпо-
лагается использовать парашюты тормозной системы до
10 раз.

Специалистами рассматривались и другие способы
гашения скорости РДТТ при приводнении, в частности с
использованием' систем с баллонами, надуваемыми горя-
чим воздухом при помощи специальных газогенераторов,
и тормозных РДТТ.

В соответствии с техническим заданием, определен-
ным НАСА в апреле 1973 г., внешний топливный бак
рассчитан на 680 т жидкого кислорода и водорода и име-
ет диаметр около 8,2 и длину около 48 м. Один из вари-
антов бака показан на рис. 66.

Бак предполагается сбрасывать незадолго до выхода
ТКК на орбиту. Если это удастся осуществить, отпадет
необходимость в установке на баке тормозных двигате-
лей, при помощи которых он уводится с орбиты, и свя-
занного с ними оборудования, что в свою очередь снизит
массу и стоимость бака. ।

Для решения этой задачи, по мнению специалистов,
требуется, чтобы скорость в момент отделения бака от
орбитальной ступени была примерно на 45 м/с меньше
орбитальной скорости. Тогда бак по баллистической тра-
ектории начнет спуск в океан.
Отмечается, что технология изготовления и испы-
тания крупногабаритных топливных баков аналогичных
размеров в США уже отработана. Внешний топливный
бак имеет весьма высокую стоимость: более 28% стои-

13 /2

Рис. 66. Схема одного из вариантов внешнего топливного
бака:

/ — платы для подключения штекерных разъемов бортового оборудо-
вания ТКК: 2—магистраль подачи жидкого водорода; «3 — магистраль
системы продувки бака; 4, б—магистраль подачи жидкого кислорода;
5 — внешняя магистраль для наддува и дренирования бака жидкого
водорода; 7 — успокоитель (демпфер) колебаний жидкого кислорода;
8— радиоэлектронная аппаратура аварийной системы подрыва; 9 —
радиоэлектронная аппаратура схода с орбиты; /0 —внешняя маги-
страль наддува бака жидкого кислорода; 11 — клапаны дренирования
бака жидкого кислорода; /2 —газовый диффузор; 13 — датчики за-
мера количества жидкого кислорода; 14 — тормозной двигатель; 15 —
плата для подключения штекера кабеля, идущего к разгонному РДТТ;

16 — датчики замера количества жидкого водорода

мости пуска ТКК, которая составляет 10,5 млн. долла-
ров.

Поэтому НАСА требует от фирм дальнейших разра-
боток с целью снижения стоимости бака. По состоянию
на середину 1973 г. стоимость изготовления серийного
бака оценивалась в 2,1—2,3 млн. долларов.

Намечается максимально упростить конструкцию ба-
ка, организовать поточное производство и применить при
его изготовлении электронно-лучевую сварку и нанесе-
ние изоляции методом напыления.
На начало 1974 г. НАСА и одна из ведущих фирм
«Рокуэлл интернэшнл» так и не завершили выбор опти-
мальных характеристик ТКК и его основных элементов.
Не были также определены окончательные разработчи-
ки всех основных систем орбитальной ступени, а также
внешнего топливного бака и разгонных РДТТ.

Специалисты полагают, что в будущем представят
особый интерес вопросы, связанные с созданием орби-
тальной ступени, а также разработки и исследования,
которые найдут реализацию в конструкции ТКК в бли-
жайшие годы и в перспективе. В этой связи представля-
ют интерес работы, проводимые в США по созданию
специальных аппаратов — телеуправляемых манипуля-
торов, без которых вряд ли смогут осуществлять ТКК
свои функции в космосе. Считается, что манипуляцион-
ные системы будут использованы на ТКК уже в одном
из первых десяти полетов. На подобные системы специа-
листы НАСА возлагают большие надежды и полагают,
что они будут играть значительную роль в наступившем
втором десятилетии пилотируемых полетов в космосе.

Начало работ по созданию манипуляционных систем
относится к 1970 г., когда НАСА учредило комитет по
исследованию и разработке роботов и телеуправляемых
манипуляторов (телеоператоров). Этот комитет в конце
1970 г. рекомендовал координировать деятельность
НАСА в области разработки способов применения робо-
тов и телеоператоров в течение последующих нескольких
лет. С этой целью в НАСА были организованы комитеты
по исследованию телеуправляемых систем и деятель-
ности человека в открытом космосе. Интерес НАСА к
этим проблемам был связан с высокой оценкой перспек-
тивности подобных устройств.

Здесь человек управляет механизмами в реальном
масштабе времени на основе получаемой им сенсорной
информации от установленных на самом аппарате дат-
чиков-сенсоров, доставляющих информацию о взаимо-
действии между телеоператором и окружающей средой,
а органы чувств оператора как бы переносятся в зону
работы системы, благодаря чему создается эффект при-
сутствия, достаточный для выполнения задания.

Ранее мы частично познакомились с устройством и
работой манипуляторов, теперь более подробно остано-
вимся на этих вопросах.
В общем случае телеоператор состоит из манипулято-
ров со схватами, оснащенных тактильными датчиками
(способными определять контуры предметов), датчика-
ми момента и положения и т. п.; подвижного модуля
(в случае работы вне ступени ТКК); кабельной линии
или радиосвязи; устройств для получения и обработки
информации; средств отображения информации; органов
управления; ЭЦВМ на подвижном модуле или в центре
управления телеоператором (рис. 30, 67, 68).

Считается, что человек всегда составляет часть си-
стемы управления и использует свойства механизма
передавать значительные усилия и противостоять вред-
ному воздействию среды, а машина как бы приобретает
его интеллект и гибкость при решении сложных задач.
Механические и кабельные линии или радиосвязь дают
возможность человеку-оператору оставаться в безопас-
ных и благоприятных условиях, в то время как система,
оснащенная датчиками и манипуляторами, выполняет
требуемые задания в точке, удаленной от центра управ-
ления.

По мнению специалистов НАСА, диапазон возмож-
ных применений телеоператоров в космосе очень ши-
рок— от различных поисковых, сборочных и транспор-
тировочных работ на околоземной орбите в соединении
с ТКК, долговременными орбитальными станциями
(ДОС) и ИСЗ (рабочие телеоператоры) до аппаратов
для исследования планет, их спутников, комет и астерои-
дов (исследовательские телеоператоры).

Рабочие телеоператоры служат для выполнения ин-
женерных работ и технического обслуживания в космо-
се. В их функции будет входить развертывание систем
спутников, ремонт, обслуживание и строительство в кос-
мосе, а также вмешательство в работу систем ИСЗ в
непредвиденных ситуациях.

Спутник может быть доставлен на орбиту ТКК, ис-
пользующим дистанционно управляемый манипулятор.
Операции обслуживания включают в себя проверку си-
стем ИСЗ, установку начальных данных, перезарядку
бортовых батарей, ремонт, изменение ориентации и ор-
биты ИСЗ, установку и снятие приборов, перемещение
грузов и экипажа. В подобном обслуживании нуждаются
большие телескопы и солнечные батареи, некоторые
ИСЗ и ДОС, ядерные силовые установки и сами ТКК.
Строительство в космосе предусматривает сборку кон-
струкций из элементов, установку больших телескопов
и счетчиков частиц, антенн, солнечных батарей, специ-
ального промышленного оборудования, комплексных кос-
мических станций и исследовательских аппаратов.

Телеоператоры могут использоваться и для проведе-
ния спасательных операций.

Исследовательские телеоператоры предназначены для
научной работы, в основном для сбора, обработки и
передачи информации. Считается, что они будут нахо-
диться в контакте с неизвестным окружением и объекта-
ми. В то время как разработчик систем рабочих телео-
ператоров в основном будет подготавливать объекты для
работы с ними, для исследовательских телеоператоров
возможность такой подготовки очень мала. По этой
причине исследовательские телеоператоры, ио мнению
специалистов НАСА, должны быть разработаны так, что-
бы сенсорные системы и манипуляторы, установленные
на аппаратах, могли «приспосабливаться» к неизвестной,
непредвиденной и меняющейся обстановке. Более того,
временная задержка в каналах связи здесь будет играть
значительную роль и поэтому исследовательские телеопе-
раторы потребуют более широкого применения автоном-
ных действий аппаратов, чем рабочие телеоператоры.

Исследовательский телеоператор будет получать на-
учные данные и посылать их на Землю. Процесс полу-
чения данных включает также такие виды операций, как
регистрация изменения параметров окружающей среды,
сбор и анализ образцов, постановка эксперимента и хра-
нение информации. Автономный телеоператор будет
иметь возможность перемещаться вдоль выбранной
трассы.

По конструкции телеоператоры могут быть разделены
на две группы: манипуляционные системы, устанавли-
ваемые па орбитальной ступени ТКК и управляемые из
ее кабины (рис. 30, рис. 67), и автономные перемещаю-
щиеся дистанционные системы манипулирования, вклю-
чающие станцию управления, установленную на ТКК,
ДОС или естественном небесном теле и использующую
отдельный от нее дистанционно управляемый аппарат
(рис. 68).

Что касается исследовательских телеоператоров, то
их подразделяют на космические зонды и орбитальные
196
КК, используемые для встречи с астероидами и взятия
образцов, для полетов к кометам с целью выяснения их
физико-химических свойств, и телеуправляемые аппара-

Рис. 67. Причаливание и стыковка орбитальной ступени
ТКК с помощью манипуляторов:

а — стыковка орбитальной ступени ТКК с ДОС; б — стыковка орби-
тальных ступеней ТКК

ты, работающие на поверхности планет (типа «Луно-
ход»).

С помощью рабочих манипуляционных систем, уста-
новленных па ТКК, можно извлечь космический аппарат

Рис. 68. Схема рабочего телеоператора:

/—отсек для инструмента; 2— манипуляторы; 3 — телекамеры;
4 — двигатели ориентации и стыковки; 5—антенна; б—манипуля-
торы стыковки; 7 — телекамера и прожектор
Рис. 69. Схема отсека экипажа
космического буксира

или его блок из грузового отсека, а также захватить И
вернуть прекративший вращение космический аппарат в
грузовой отсек. Используя установленный на ТКК мани-
пулятор, можно собирать ДОС из отдельных модулей и
перемещать грузы как из ТКК на ДОС, так и обратно.

Считается, что обеспе-
чение деятельности чело-
века в космосе посредст-
вом таких манипуляторов
является одним из важ-
нейших элементов в раз-
работке многоцелевой
транспортной космиче-
ской системы.

Требования к мани-
пуляционным системам,
установленным па ТКК
и ДОС, исследуются в
центре пилотируемых по-
летов НАСЛ. Предполагается, что одна из таких систем
будет включать две 12—15-метровые механические ру-
ки со специальными схвагами для работ по перемеще-
нию объектов в открытом космосе.

Оператор, находящийся на борту ТКК, будет наблю-
дать за перемещениями манипуляторов на телевизион-
ном экране и управлять перемещениями при помощи
специальных рукояток управления (типа рукоятки, при-
меняемой для управления самолетом).

Каждый манипулятор будет иметь семь степеней сво-
боды, ошибка в перемещении захвата должна составлять
не более 50 мм. Перемещающиеся в пространстве рабо-
чие телеоператоры, как правило, предусматриваются в
качестве дополнения к ТКК и ДОС. Эти телеоператоры
могут работать на низких околоземных синхронных или
селеноцентрических орбитах. Реализация их в зависи-
мости от назначения может быть различной: от неболь-
шого непилотируемого маневрирующего аппарата,
работающего вблизи ТКК, до довольно большого косми-
ческого буксира с экипажем (рис. 69) или без него,
способного менять орбиты, совершать транслунные пере-
леты и работать на селеноцентрической орбите. Круг
задач, решаемых с помощью этих телеоператоров, по
мнению специалистов НАСА, весьма значителен.
Важными вопросами, которые необходимо решать
при разработке манипуляционных систем, считается вы-
бор кинематической схемы манипулятора, приводов
звеньев манипулятора и конструкции исполнительного
элемента — схвата. Кинематическая схема определяет
величину рабочей зоны, степень артикуляции (сочлене-
ний) и число степеней свободы. Выбор привода опреде-
ляет тип применяемых моторов и передач, а также
источник энергии для движения манипулятора. Разра-
ботка схвата предполагает проектирование специального
инструмента и приспособлений для выполнения работы,
требуемой от телеоператора.

Важным звеном при проектировании манипуляцион-
ных систем считается разработка сенсоров и датчиков.
В зарубежной печати сообщалось, что программа иссле-
дований и разработок сенсоров, датчиков и средств ото-
бражения информации для телеоператоров предусматри-
вает разработку этих элементов и их объединение с ма-
нипуляционными системами, объединение информации
сенсоров, обработку данных (формирование образа),
формирование и объединение выходных сигналов, напри-
мер, визуальных и тактильных. Наиболее важным сен-
сором считаются «органы зрения», позволяющие опера-
тору видеть то, что необходимо для управления удален-
ной от него манипуляционной системой.

Системы визуального наблюдения могут быть раз-
личными — от простейшей черно-белой малокадровой
системы телевидения с низкой разрешающей способ-
ностью до сложной стереоскопической системы цветного
телевидения.

Считается, что выбор конкретного типа системы ви-
зуального наблюдения зависит пе только от характера
задачи и требуемой скорости движения, по и от возмож-
ностей ЭЦВМ, обслуживающей телеоператор.

Определенные трудности, по мнению специалистов
НАСА, представляет разработка требований к устройст-
вам для вывода информации, организующим связь чело-
века с машиной, так как пока еще отсутствует полное
понимание процесса вывода необходимой информации
и характера использования имеющейся информации и
средств управления оператором.

К сенсорам, доставляющим информацию о взаимодей-
ствии между телеоператором и окружающей средой, от-
носятся средства определения расстояния до объекта и
системы обнаружения и обхода препятствий. Ныне успе-
хи радиолокационной и лазерной техники сделали воз-
можным определение небольших (до нескольких санти-
метров) расстояний. Для орбитальных операций, таких,
как встреча, причаливание или захват космических аппа-
ратов, исследуются и другие методы наблюдения и опреде-
ления расстояния, например наблюдение оператором
стереоизображения или определение параллакса объекта.

Важное значение придается также разработке тек-
тильных сенсоров с целью обнаружения препятствий и
дополнения зрительной информации и полупроводнико-
вых датчиков для определения близости предмета.

Специалисты НАСА считают, что разработка систем
получения информации о взаимодействии телеоператора
и окружающей среды должна привести к созданию дат-
чиков систем ориентации и навигации, предназначенных
как для орбитальных и межпланетных телеоператоров,
так и для аппаратов, работающих на геосинхронной ор-
бите.

При этом сенсорная система будет включать в себя
те элементы, которые обычно определяют системы уп-
равления, наведения и навигации.

Управление рабочим органом манипулятора, движу-
щимся от точки к точке, может потребовать одновремен-
ного управления несколькими звеньями манипулятора и
многочисленными степенями свободы звеньев. Сложность
этой задачи связана с необходимостью обхода препятст-
вий рабочим органом. В процессе простого вытягивания
механической руки от оператора может потребоваться
управление всеми степенями свободы. Считается, что
методы управления манипуляторами могут меняться от
простого ручного управления до управления с помощью
ЭВМ и более сложных методов. При ручном управлении
человек подает сигналы па вход системы управления
приводами и манипулятор реагирует на это определен-
ным изменением положения или скорости движения.
Ручное управление в свою очередь можно подразделить
па управление положением и управление скоростью или
некоторую их комбинацию.

Позиционное управление предусматривает использо-
вание управляющего устройства в виде механического
аналога манипулятора. Изменение положения управля-
ющего устройства приводит к аналогичному изменению
положения манипулятора. Здесь управляющее устройст-
во может реализоваться в виде экзоскелетонов, установ-
ленных на руках и кистях оператора.

Управление скоростью предусматривает использова-
ние управляющего устройства, сигналы которого вызы-
вают дискретное изменение направления и скорости дви-
жения манипулятора. Скорость движения может быть
фиксированной или переменной (пропорциональной вход-
ному сигналу).

Типичными органами управления считаются пульт с
переключателями и ручка дистанционного управления.
Для большинства манипуляторов одностороннего дейст-
вия (без силовой обратной связи) используется управле-
ние с помощью переключателей, по в некоторых из них
используется управление с переменной скоростью от
ручки управления. Считается, что система управления
скоростью эффективно обеспечивает управление одиноч-
- ным звеном. Если же требуется одновременное управ-
ление несколькими звеньями, то ручка дистанционного
управления переключается на управление соответствую-
щим сочленением, что позволяет увеличить эффектив-
ность работы оператора. Оба эти метода, по мнению спе-
циалистов НАСА, имеют свои преимущества и недостат-
ки. Метод управления положением обеспечивает легкость
координации движений и осуществление одновременного
движения нескольких звеньев при наличии непосредст-
венной обратной связи по положению манипулятора. Что
касается метода управления скоростью, то он требует
меньшего объема действий оператора и позволяет при-
менить малые коррекции положения манипулятора.

Считается, что недостатки этих методов могут быть
устранены путем использования комбинаций каждого
из них.

При этом предполагается использование позиционно-
го управления при больших перемещениях манипулято-
ра и скоростью управления для более точных перемеще-
ний. В одной из реализаций этого метода управление
положением используется для всех звеньев, кроме испол-
нительного органа, который управляется по скорости.
При ручном управлении манипулятором человек не
только должен направлять и контролировать перемеще-
ния его звеньев, но также непрерывно обрабатывать и
13 И. И. Ану реев	201
объединять информацию, получаемую по каналам обрат-
ной связи для оценки эффективности команд управления
и определения своих дальнейших действий. Поэтому
основная проблема, связанная с ручным управлением
манипуляторами, относится к уменьшению загрузки че-
ловека-оператора.

Использование ЭЦВМ представляет собой один из
главных методов уменьшения загрузки оператора, по
крайней мере, в сфере обработки информации. Предпо-
лагается, что ЭЦВМ вырабатывает выходные сигналы,
которые информируют оператора о следующем действии
с последовательностью, необходимой для управления,
или вырабатывает входные сигналы на приводы звеньев
манипулятора с целью реализации определенного дви-
жения.

Группа исследователей в Массачусетском технологи-
ческом институте США разрабатывает метод управления
с помощью ЭЦВМ, согласно которому оператор управля-
ет положением манипулятора посредством «направляю-
щих указаний». Здесь ЭЦВМ определяет требуемый
входной сигнал на привод каждого звена для перемеще-
ния исполнительного органа манипулятора в определен-
ном направлении.

Усилия нескольких исследовательских центров НАСА
направлены на разработку систем управления, предназ-
наченных главным образом для исследовательских теле-
операторов. Требования высокой автономности или даже
автоматической работы этих систем обусловлены в та-
ких задачах относительно большой задержкой по време-
ни сигналов в каналах связи.

Простейшей реализацией идей одного из видов
управления, названного супервизорным, является управ-
ление по принципу «двигаться и ждать», при котором
телеоператор выполняет команду оператора и ждет сле-
дующей команды.

Другой вид разрабатываемого управления, назван-
ного адаптивным, обеспечивает идентификацию, приня-
тие решения и модификацию способа действий в замкну-
той системе управления

Эта система управления определяет характеристики
и состояние системы в целом в процессе ее работы, при-
нимает решение на модификацию действий в соответст-
202
вии с определенным критерием и наблюдает за реакцией
системы.

Значительные теоретические исследования позволили
специалистам НАСА решить задачу идентификации для
линейных систем с медленно меняющимися во времени
параметрами. Однако для нелинейных систем пока име-
ется очень мало данных. Проблема «принятия решения»
требует развития аналитических методов оптимизации
систем и разработки аппаратуры, в которой используют-
ся эти методы.

Адаптивная система изменяется при изменении окру-
жающей обстановки с целью обеспечения оптимальных
характеристик. Здесь обучающаяся система «узнает»
знакомые ей образы и черты в предъявляемой ситуации,
а затем в соответствии со своим опытом реагирует опти-
мальным образом. Таким образом, обучающиеся систе-
мы, есть расширение класса адаптивных систем, и они
могут быть отнесены к классу систем с «искусственным!
интеллектом».

Телеоператор, обладающий «искусственным интеллек-
том», должен объединять сенсорную информацию с дру-
гой имеющейся у него информацией и на этой основе
производить «суждение» об окружающей его среде. Он
должен формировать понятия, определяющие представ-
ление о внешнем мире, учиться целенаправленному по-
ведению, составлять для себя программу, моделировать
окружающую среду и выбирать образ и способ дейст-
вий.

Память телеоператора изменяет его восприятие,
«познание», двигательные способности и сама меняется
под действием обратной связи. Считается, что наличие
ЭЦВМ в подобной системе до тех пор, пока существует
достаточная возможность ее связей с другими подсисте-
мами, не имеет существенного значения.

В случае значительного удаления дистанционного уп-
равляемого аппарата (телеоператора) от пункта управ-
ления большое влияние на работу начинают оказывать
задержки во времени в каналах связи.

Помимо задержки на время прохождения сигнала в
каналах связи в системе может появиться серия других
задержек, связанных с ориентацией сенсоров, выборкой
данных из памяти, обработкой данных на борту, ориента-
цией антенны, считыванием данных для системы связей,
обработкой данных на пункте управления, выработкой
сигналов управления, ориентацией аппарата и манипу-
ляторов и реализацией определенных движений.

Относительная важность этих задержек прямо зави-
сит от сложности решаемой задачи, типа применяемого
оборудования, ширины полосы канала связи и способа
организации действия системы в целом.

На малых расстояниях при задержке во времени сиг-
нала, не превышающей 0,1 с, оператор, как правило, мо-
жет осуществлять непрерывное управление по замкнуто-
му циклу. При больших задержках приходится отказы-
ваться от непрерывного управления и использовать
управление с разомкнутым циклом по принципу «двигать-
ся и ждать», повышая устойчивость системы за счет уве-
личения времени на операцию.

Специалисты НАСА считают, что управление телео-
ператором, находящимся на геосинхронной орбите, непо-
средственно с Земли приводит к запаздыванию на время
около 0,9 с, из которых 0,2 с приходится на реакцию
человека-оператора.

ТКК и ДОС с установленными на них манипулято-
рами и дистанционно управляемые космические буксиры
находятся в области устойчивого управления с замкну-
тым циклом. На расстоянии же более 20 000 км считает-
ся необходимым применять управление по принципу
«ждать и двигаться». Только увеличивая число задач,
решаемых оператором без использования обратной свя-
зи, можно ускорить выполнение работ в отдаленном
районе. Это, по мнению специалистов НАСА, приведет к
необходимости создания большей автономности для ди-
станционно управляемой системы.

Работы по созданию телеоператоров находятся в на-
стоящее время в стадии лабораторных экспериментов,
моделирования и изготовления опытных образцов. В цен-
тре пилотируемых полетов НАСА разработаны два
проекта манипуляционной системы для ТКК и 'ДОС,
предполагающие использование манипуляторов длиной
15 м, телекамер, средств подсветки рабочей зоны и пуль-
та оператора. Проводятся также эксперименты по моде-
лированию операций с целью отработки взаимодействия
оператора с системой.

Фирма «Норт Америкен», например, ведет разработ-
ку беспилотного телеуправляемого космического кораб-
204
ля с целью дополнить, но не заменить человека в кос-
мосе. Этот аппарат будет иметь два манипулятора,
радиолокационную систему радиусом действия 8 км и
телевизионные камеры для получения визуальной инфор-
мации на расстоянии до 150 м.

Управление, по мнению специалистов фирмы, состо-
ит из двух задач: перемещение и стабилизация корабля
и управление движением манипуляторов. В качестве ор-
ганов управления предполагается использовать пульт
оператора и рукоятки дистанционного управления.

Фирма «Белл аэроспейс» изучает возможности при-
менения управляемого манипулятора на ТКК. Для этих
целей построена экспериментальная модель, позволяю-
щая разработать требования к системе управления и вы-
яснить трудности, связанные с проектированием аппа-
рата.

В 1974 финансовом году на программу по созданию
ТКК НАСА планировало выделить 546,7 млн. долларов,
в том числе 475 млн. долларов на разработку элементов
самого ТКК, что в несколько раз больше, чем. было ас-
сигновано в 1973 финансовом году (около 164 млн. дол-
ларов).

Зарубежная печать отмечает, что в процессе проект-
ных работ основные характеристики ТКК (масса полез-
ного груза, габаритные размеры грузового отсека, даль-
ность бокового маневрирования при спуске орбитальной
ступени с орбиты и т. д.) согласовывались с министерст-
вом обороны США.

Министерство обороны США принимает активное
участие в выработке принципиальных решений по ТКК,
проведении различных исследований и испытаний. Счи-
тается, что выбор программы по созданию ТКК в боль-
шей степени зависит от поддержки министерства оборо-
ны, чем от экономических факторов.

4. ВОЗДЕЙСТВИЕ РАКЕТ
МНОГОКРАТНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ
НА ОКРУЖАЮЩУЮ СРЕДУ

Занимаясь разработкой конструктивных схем
ТКК, специалисты НАСА уделяют значительное внима-
ние вопросам воздействия ТКК на окружающую среду.
При этом рассматривается воздействие шума при запус-
кс и посадке, звукового удара, выхлопных продуктов
сгорания, сбрасываемых элементов конструкции и т. д.

Шум (т. е уровень звукового давления) при запуске
ТКК, обусловленный работой ракетных двигателей, очень
велик, однако он в основном является низкочастотным и
длится короткое время. Его уровень измеряется в деци-
белах относительно «стандартного» уровня (2- 10-5Н/м2).
Типичные расчетные величины для стартовых РДТТ, ко-
торые предполагается использовать на ТКК, приведены
в таблице.

Расстояние, м	Максимум звукового давления, дБ (относительно  2 -10—5 Н/м!)	Частота, Гц
3 000	133	30
6 100	124	20
12 200	11.7	10
21 300	112	5

На основе опыта, накопленного при полетах РН по
программе «Аполлон», для низкочастотного (менее
100 Гц) шума малой продолжительности в населенных зо-
нах установлен предельный уровень звукового давления
115 дБ. Предполагаемые районы запуска ТКК (напри-
мер, космодром на мысе Канаверал) удовлетворяют этим
требованиям. Интересно отметить, что шум при запусках
РН «Сатурн-5» (а предполагаемая интенсивность шума
у ТКК будет примерно такой же) не вызывал болевых
ощущений у обслуживающего персонала, находящегося
всего в 550 м от стартовой площадки. При посадке ор-
битального летательного аппарата с выключенными дви-
гателями шума, естественно, нс будет. Если на ТКК
будут применяться ВРД, то считается, что их характе-
ристики должны соответствовать существующим нормам
в авиации.

Звуковой удар представляет собой волну давле-
ния (хлопок на поверхности земли, вызванный ударной
волной), возникающую при полете летательного аппара-
та в атмосфере со сверхзвуковой скоростью. Звуковой
удар обычно характеризуется избыточным давлением Рп.
В зарубежной печати приводились результаты опроса
206
людей, ежедневно подвергавшихся воздействию от 10 до
15 звуковых ударов* при РИ<С24 Н/м2 никто не жаловался
на неприятные ощущения; при Ри<48 Н/м2 было 10%
жалоб; при Ри>144 Н/м2 жаловалось около 100% опро-
шенных. О прямых повреждениях не сообщалось. На
основные сооружениях следов разрушения не наблюда-
лось вплоть до Ри = 950 Н/м2. Штукатурка начинает от-
летать, а стекла начинают разрушаться при 48<РИ<
< 144 Hzm2. Эти же критерии считается возможным ис-
пользовать и при оценке влияния звуковых ударов при
полете проектируемого ТКК.

Предполагается, что при подъеме ТКК максималь-
ное избыточное давление без фокусирования ударных
волн будет составлять 48 Н/м2; при коэффициенте фо-
кусирования 2—5 нельзя исключить возможность появ-
ления избыточных давлений вплоть до 1440 Н/м2 в силь-
но локализованных зонах. При подъеме на высоту 85 км
избыточное давление уменьшается до величины менее
48 Н/м2. Отработавшие стартовые РДТТ, отделившиеся
от орбитального аппарата, вызовут звуковой удар при
возвращении, который достигнет поверхности Земли на
расстоянии 200 —400 км от места запуска; его интенсив-
ность, вероятно, будет порядка 100—150 Н/м2. Эти
уровни избыточного давления диктуют выбор таких мест
для запуска, в зоне которых звуковой удар воздействует
лишь на поверхность океана. Опыт, накопленный при
полетах по программе «Аполлон», свидетельствует об от-
сутствии вредного воздействия на корабли, находившие-
ся в зоне звукового удара (однако все корабли должны
быть оповещены о запусках), а чрезвычайно высокое со-
противление водной поверхности предотвращает сколько-
нибудь заметное вредное воздействие звукового удара
на обитателей моря.

Соответствующие исследования при спуске орбиталь-
ного аппарата показывают, что максимальное избыточ-
ное давление в этом случае составит 96 Н/м2, а на рас-
стоянии 185 км от места запуска не превысит 48 Н/м2.
Считается, что если максимальные частоты операций
не превысят одной-двух посадок в неделю, то звуковые
удары от орбитальных аппаратов не должны создавать
серьезных помех.

Выхлоп продуктов сгорания. Единственным
потенциально опасным выбрасываемым продуктом сго-
рапия топлива стартовых РДТТ, по мнению специалис-
тов НАСА, является хлористый водород (НС1). Счита-
ется, что предельно допустимые его концентрации
составляют четыре части на миллион при 10-минутном воз-
действии и две части на миллион при 60-минутном воз-
действии. В самом худшем случае (авария во время
старта, все топливо сгорает на пусковом столе) макси-
мальная концентрация НС1 на расстоянии 400 м от места
запуска составила бы около шести частей на мил-
лион.

При работе кислород-водородных двигателей ор-
битального аппарата, которые будут включаться одно-
временно со стартовыми РДТТ, истекающие продукты
сгорания будут содержать лишь воду. Па периферии вы-
хлопных струй могут образоваться в небольших количе-
ствах окислы азота в результате нагрева окружающего
воздуха горячими газами, однако воздействие окислов
будет чрезвычайно кратковременным.

Быстрое смешение продуктов сгорания с воздухом в
тропосфере (высота 0—10 км) сменяется медленным
смешением в сравнительно спокойной области страто-
сферы (высота 10—50 км), где время дисперсии выхлоп-
ных газов может доходить до двух лет. Здесь стартовые
двигатели ТКК расходуют около 43% топлива. Поэтому
считается маловероятным, чтобы попавшие в стратосфе-
ру продукты сгорания оказывали какое-либо влияние на
окружающую среду.

Посадка орбитального аппарата с выключенными
двигателями не вызовет загрязнения нижних слоев ат-
мосферы. При использовании турбовентиляторных дви-
гателей считается, что количество продуктов выхлопа
орбитального аппарата будет очень малым по сравнению
с выделяющимся при тысячах полетов, совершаемых
ежедневно коммерческими реактивными самолетами,
которые, в свою очередь, значительно меньше загрязня-
ют атмосферу по сравнению с автомобилями, тепловыми
электростанциями и т. д.

Единственными наземными операциями, при которых
будет выделяться большое количество загрязняющих ве-
ществ, считаются испытания двигателей. Но так как
количество испытаний, вероятно, никогда не превысит
количества полетов, то в данном случае будут справед-
ливы все соображения, приведенные выше.
Сбрасываемые элементы конструкции.
В разрабатываемом сейчас проекте ТКК предполагается
использовать большой алюминиевый бак для водорода
и кислорода — компонентов топлива основных двигате-
лей орбитального аппарата. Этот бак массой более 30 т
па орбите будет отделен от ТКК и возвращен в заданный
район океана с помощью ракетных двигателей. Возмож-
но, что бак при возвращении разрушится, однако в лю
бом случае абсолютно нетоксичные вещества (алюминий,
окись алюминия, остатки водорода и кислорода) либо
упадут в океан, либо будут рассеяны в атмосфере. Сум-
марная масса алюминия, попадающего в океан за год,
по мнению специалистов НАСА, составит около 1,5Х
Х106 кг. По сравнению с огромной массой окиси алюми-
ния, содержащейся в земной коре, она считается пре-
небрежимо малой. Однако рекомендуется учитывать воз-
можность того, что бак или его обломки могут обладать
достаточной плавучестью, чтобы удерживаться на по-
верхности океана. Такие объекты, естественно, будут
представлять потенциальную опасность для судов в этих
районах океана.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В зарубежной печати отмечалось, что влияние
новых направлений на развитие средств доставки полез-
ных грузов на орбиты начнет сказываться в конце
70-х — начале 80-х годов текущего столетия, а современ-
ные программы фундаментальных и прикладных иссле-
дований получат дальнейшее развитие.

Многие исследования, очевидно, будут проводиться
на околоземных орбитах и окажут непосредственно влия-
ние на жизнь нашей планеты. Программы, посвященные
исследованию Солнца, Луны, планет и межзвездного
пространства, расширят наши знания о Вселенной.

Важную роль во всех этих работах, как считают спе-
циалисты в области космонавтики, должны сыграть ра-
кеты многократного использования. Усилия, которые и
в дальнейшем будут направлены на исследование косми-
ческого пространства, как следует из сообщений зару-
бежной печати, диктуются социальными, научными, ком-
мерческими и военными причинами. При этом большое
значение придается правильности планирования будущих
космических полетов.

Считается, например, что разработка новых средств
доставки полезных грузов на орбиты является важной
составной частью национальной политики США и позво-
лит им извлечь максимальную выгоду из капиталовло-
жений в космическую технику, а также сохранить свою
роль в исследовании и освоении космического простран-
ства. Предполагают, что деятельность в этом направле-
нии будет оказывать все более сильное влияние на жизнь
не только в США, но и во всем мире, приведет к совер-
шенствованию глобальных средств связи, стимулирова-
нию развития торговли и промышленности.

Появится возможность управлять состоянием окружа-
ющей среды, повысится эффективность использования
земных ресурсов, окажется возможным более эффектив-
но вести исследование Вселенной.

Специалисты США считают, что программа космиче-
ских исследований на 1980—1990 гг. потребует создания
транспортной космической системы, обладающей боль-
шой разносторонностью выполнения задач, гибкостью и
экономичностью.

В ее состав войдут транспортные космические кораб-
ли многократного использования, межорбитальные сту-
пени, ДОС и другие рабочие элементы.

Эта космическая система позволит отправлять в кос-
мос ученых и различных специалистов со всем необхо-
димым оборудованием, создать им условия для работы,
мало отличающиеся от обычных. Тем самым будут зна-
чительно расширены возможности научных и техниче-
ских исследований.

Считается также, что благодаря новой транспортной
космической системе будут созданы благоприятные усло-
вия для лабораторных исследований, организации произ-
водства в космическом пространстве, испытаний различ-
ных систем, проведения медицинских экспериментов
и т. п. Система не только позволит запускать всевозмож-
ные виды полезных грузов на низкие околоземные орби-
ты, но и сможет нести в грузовом отсеке межорбиталь-
ную ступень, необходимую для перевода полезного груза
на более высокую орбиту, маневрирования в централь-
ном поле тяготения Земли или для выведения на
траектории полета к другим планетам.

Если характер космических полетов 80-х годов доста-
точно ясен, то о том, какие задачи будут решаться в
90-х годах, можно лишь догадываться.

Как и в других областях передовой техники, здесь
многое зависит от воображения инженеров и ученых.

Возможно, космические исследования продвинутся
вперед настолько, что целиком выйдут за рамки совре-
менных представлений.

Вероятно, будут созданы большие космические стан-
ции. Обычным станет выполнение на этих станциях не-
которых производственных процессов, легко осуществи-
мых в условиях невесомости и почти идеального вакуума.

Может оказаться, что некоторые тяжелые болезни
будут излечиваться на орбитальных станциях.
Усовершенствованные двигатели, новые методы гене-
рации энергии и совершенные системы жизнеобеспечения
позволят совершать быстрые и продолжительные полеты
к планетам и другим небесным телам, высаживаться на
наиболее гостеприимные из них.

С целью детального изучения Луны, по-видимому,
будут совершаться регулярные рейсы на лунные базы.

К 2000 году околоземные орбитальные станции, оче-
видно, станут постоянным местом проведения ряда ис-
следовательских работ. К этому времени человек прочно
обоснуется в космосе и начнет там жить.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

Глушко В. П. Развитие ракетостроения и космонавтики в
СССР. М., изд-во АПН, 1973

Инженерный справочник по космической технике, М., Воениз-
дат, 1969.

Космонавтика. Маленькая энциклопедия. М., «Советская энцик-
лопедия», 1970.

Пономарев А. Н. Пилотируемые космические корабли. М.,
Воепиздат, 1968.

Пронин Л. Н. Ракеты для космических исследований. М.»
Воениздат, 1973.

Успехи СССР в исследовании космического пространства. М.,
«Наука», 1968.

Журналы «Авиация и космонавтика», «Вопросы ракетной тех-
ники» за 1965—1974 гг.

Иностранные журналы по вопросам ракетной техники и кос-
монавтики за 1963—1974 гг.
ОГЛАВЛЕНИЕ

Стр.

Введение..................................................   3

Глава I. Освоение космоса и современная ракетно-косми-
ческая техника.........................................  6

1.	Космос служит людям.................................. —

2.	Современная ракетно-космическая техника............. 10

3.	Образцы современных ракет-носителей................. 39

4.	Основные направления развития ракет-носителей ... 56

Глава И. Ракеты многократного использования, особенно-
сти их устройства и полета . .	................... 64

1.	Некоторые экономические предпосылки создания ракет

2.	Начальные этапы работ по созданию ракет много-
кратного использования	в США...................... 73

3.	Конструктивные особенности ракет многократного
использования ...................................... 79

4.	Полезные грузы..................................  96

5.	Наземное оборудование ракет многократного исполь-
зования и их испытания..............................103

6.	Особенности полета ракет многократного использова-
ния ..............................................  114

Глава III. Некоторые конструктивные схемы ракет много-
кратного использования...............................129

1.	Одчоступепча 1 ая и нолутораступенчагая схемы .... —

2.	Двухступенчатая трехэлсмонтпая схема...........  139

3.	Двухступенчатая двухэлементная схема ............147

4.	Воздействие ракет многократного использования на
окружающую среду.....................................205

Заключение...............................................210

Список литературы ....................................... 213

Иван Иванович Ануреев

РАКЕТЫ МНОГОКРАТНОГО ИСПОЛЬЗОВАНИЯ

Редактор К. В. Морозов. Переплет художнике Б. С. Иванова. Художествен-
ный редактор Г. В. Гречихо. Технический редактор М. В. Федорова. Коррек-
тор Л Д. Сысоева Г-74005. Сдано в набор 19.11.74 г Подписано к печати
11.3.75 г Формат 84X108/». Печ. л. 6’/«. Усл. печ. л. 11.34. Уч.-изд. л 11,242.
Бумага тип. № 1. Цена 58 коп. Тираж 11 000 экз. Изд. № 6/6689. Зак 1030.
Военнздат, 103160, Мо<ква, К-160, 1-я типография Воениздата, 103006, Моск-
ва, К-6, проезд Скворцова-Стспановд, дом 3
КНИГИ ВОЕННОГО ИЗДАТЕЛЬСТВА

ПО РАКЕТНОЙ ТЕХНИКЕ И

РАДИОЭЛЕКТРОНИКЕ, КОТОРЫЕ ВЫЙДУТ

В 1976 году

Ветли некий В. Н, Ульянов Г Н. Многоцелевые
РЛС. 5 л. 25 к.

В брошюре излагаются основные принципы работы и устройства
трехкоординатных многоцелевых радиолокационных станций (РЛС)
с автоматической и полуавтоматической обработкой сигналов и ин-
формации

Головков Л Г. Гибридные ракетные двигатели. 8 л. 53 к.

Автор раскрывает вопросы теории гибридных ракетных двига-
телей (ГРД), описывает компоненты топлива, рассматривает схемы
и характеристики этих двигателей, приводит примеры решения не-
которых стационарных задач внутренней баллистики, характеризу-
ющих работу ГРД.

Денисов Ю. С. Основы радиотехники. 10 л. 40 к.

Одна из распространенных областей науки и техники, играю-
щая большую роль в военном деле, — радиотехника. Каковы прин>
ципы радиосвязи; как устроены электровакуумные и ионные прибо-
ры, выпрямители, ламповые усилители; как работают колебательные
системы, радиопередающие и радиоприемные устройства? Все эти
вопросы можно изучить по данному пособию

И в а п о в О. А. Охлаждение аппаратуры РЛС. 5 л. 18 к

В брошюре рассматриваются вопросы отвода тепла от ра тио-
аппаратуры, радиолокационных станций (РЛС), приведены кратки*
описания наиболее распространенных систем охлаждения и даны
характеристики основных элементов, входящих в эти системы. Кро-
ме того, описаны особенности эксплуатации систем охлаждения РЛС.

Маликов В. Г. Шахтные пусковые установки. 5 л. 18 к.

В брошюре изложены особенности строительства шахтных пус-
ковых установок, раскрывается влияние научно-технического про-
гресса на возможности создания таких установок с высокой степе-
нью защиты по отношению к механическому действию ядерного
взрыва, описываются их принципиальные схемы устройства и дей-
ст ия.

Назаров Б. И. и Хлебников Г А Гиростабилизаторы
ракет. 10 л 66 к.

В пособии излагаются принципы работы и элементы конструк-
ций гироскопических стабилизаторов, применяемых в ракетной тех-
нике.

Петухов С. И., Степанов А. Н. Эффективность ракетных
средств ПВО. 5 л 18 к

Наиболее совершенным средством борьбы с воздушным про-
тивником ныне считаются зенитные ракетные комплексы (ЗРК).
Чтобы успешно использовать ЗРК в различных условиях боевой
обстановки, нужны оценочные критерии, позволяющие быстро, пол-
но и правильно определять боевые возможности ракетных средств
ПВО. О том, как это делается, рассказывают авторы данной бро-
шюры.

Слуцкий В. 3., Фогельсон Б. И. Основы радиотехники и
радиолокации. Импульсная техника и основы радиолокации. Изд. 3-е,
перераб. 30 л. 1 р. 18 к.

Труд является частью курса «Основы радиотехники и радиоло-
кации». В нем описаны импульсные колебания, переходные процес-
сы, формирование импульсов, генераторы колебаний, параметры ра-
диолокационных станций, методы определения координат, элементы
радиолокационной техники, виды разверток и создание их, индика-
торы, автосопровождение, селекция целей.

Фролов В. С. Инерциальное управление ракетами. 8 л. 55 к.

В настоящем издании описана инерциальная система управле-
ния, которая широко используется в ракетной технике; рассказано
о схеме ее устройства и действии, физических принципах, лежащих
в основе этой системы, о влиянии систем управления иа боевое
применение ракетного оружия.

Книги Военного издательства можно приобрести в магазинах и
киосках «Военная книга», а также по почте наложенным платежом
в домашний адрес, направив заказ ближайшему отделу «Военная
книга — почтой».

Книги Военного издательства можно заказать предварительно,
до выхода их из печати, в местном магазине «Военная книга» и по
почте.