ДВУХСТУПЕНЧАТЫЕ КРЫЛАТЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ БЛИЖНЕГО КОСМОСА
NASA изучает проекты многократно используемых крылатых космических систем обеспечения Орбитальной космической станции.
Как показали исследования, космическая система для полетов Земля—Орбитальная станция—Земля должна удовлетворять следующим общим требованиям.
1. Перевозка на орбиту и возвращение на Землю космических экипажей.
2. Снабжение расходуемыми материалами, обеспечение обслуживания экспериментального оборудования.
3. Возвращение экспериментальных систем и образцов на Землю.
4. Обеспечение сборки на орбите.
5. Выполнение операций по спасению в космическом пространстве.
6. Высокая надежность, обеспечение аварийного спасения на всех этапах полета.
7. Непрерывная готовность к полету в течение долгого периода ожидания на орбите в космическом пространстве.
8. Возможность обслуживания нелетным персоналом.
9. Обеспечение совместимости операций по встрече на орбите, швартовке и доставке грузов.
10. Максимум экономии, обеспечение возвращения и многократного использования.
Из многочисленных изученных схем наибольший интерес представляют две:
ROT (reusable orbit transport) — многократно используемая, двухступенчатая орбитальная транспортная система с горизонтальным взлетом, пилотируемая экипажем, доставляющая на орбиту 10 пассажиров и 3 г груза, стартовый вес системы 500 т.
МАТ (Multiple purpose aerospace transport) — многоцелевой космический самолет, двухступенчатый горизонтально взлетающий со стартовым весом 230 т будет нести 100 пассажиров и 4, 5 т груза на дальность 18 000 км вокруг Земного шара, или 50 пассажиров и 2, 5 т груза на низко расположенную орбиту.
По мнению специалистов Marshall Space Flight Center, разработка двухступенчатого космического самолета тягой 1360—2300 т может быть начата в 1968 г.
Рис. 2.1
Задержка разработки таких аппаратов обусловлена несколькими факторами. Одним из наиболее существенных является выбор схемы. Marshall Space Flight Center предложена двухступенчатая схема (рис. 2.1). Каждая ступень имеет треугольное крыло. Обе ступени—возвращаемые и многократно используемые. Аппарат предназначается для доставки в космическое пространство больших групп пассажиров и будет основным эксплуатационным элементом больших постоянно действующих Орбитальных космических станций.
Первая ступень, пилотируемая экипажем, снабжена либо комбинированной силовой установкой, состоящей из ракетных двигателей и ТРД, либо только ЖРД; может запускаться с Земли с использованием ракетной тележки или осуществляться обычный горизонтальный самолетный взлет. Если взлет осуществляется с ракетной тележки, первая ступень будет иметь лыжное шасси, рассчитанное на нагрузку от посадочного веса пустой первой ступени. Тяга первой ступени 1360-1800 т. Вторая ступень космической системы—космический корабль—снабжена ЖРД суммарной тягой 454 т. Космический корабль выходит на орбиту спутника Земли и доставляет на Орбитальную космическую станцию 12—14 пассажиров и грузы. Возвращение космического корабля на Землю осуществляется на режиме планирования. При гиперзвуковой скорости аэродинамическое качество корабля будет равно 1 или 2. Эта космическая система в уменьшенном варианте может быть использована в качестве пассажирского самолета гражданской авиации.
Исследования схемы ведутся в течение ряда лет Marchall Space Flight Center при участии фирм North American Aviation и Lockheed
Основная трудность разработки проекта заключается в отсутствии уверенности, что именно такая схема системы является наиболее оптимальным дополнением к существующим ракетам-носителям.
Фирма Martin (США) в течение нескольких лет ведет разработку двухступенчатой многократно используемой пилотируемой космической системы AR-14B для доставки на орбиту высотой 500 км полезного груза 22, 7 т.
Главные конструктивные параметры выбираются с учетом требований экономичности: при 400 полетах на орбиту космическая система AR-14B должна быть более экономичной, чем ракета-носитель разового действия, и выдерживать конкуренцию с любыми другими многократно используемыми космическими системами при 5000 полетов на орбиту
Стоимость космической системы AR-14B будет высокой, поэтому система должна быть многоцелевого назначения. Чтобы максимально использовать существующее оборудование, аппарат AR-14B будет взлетать вертикально с существующих стартовых установок баллистических ракет и производить горизонтальную самолетную посадку на современные военные аэродромы. Посадочный вес при выработанном горючем будет в пределах нормы для бетонированных аэродромов.
Рис 2.2
Рис 2.3Проект «Astrorocket AR-14B» —двухступенчатая космическая система с параллельным соединением ступеней (рис 2.2). Обе ступени пилотируются экипажем. Сборка производится в горизонтальном положении системы (рис 2.3), затем аппарат буксируется на стартовую установку, ставится вертикально и заправляется топливом.
Первая ступень с плоской верхней поверхностью (длина 49 м, размах 23 м, тяга 1370 т) должна поднять вторую ступень на высоту 65 км и вернуться на базу, совершая вход в атмосферу, как самолет Х -15, и используя четыре ТРД для подхода к аэродрому и посадки.
Вторая ступень с плоской нижней поверхностью (длина 40 м, размах 22 м) имеет кабину, оборудованную для обеспечения жизни экипажа из трех человек в течение недели или более. После выполнения операции в космосе вторая ступень входит в атмосферу по типу «Dyna — Soar» и производит посадку, используя на малой высоте два ТРД. Если одна из ступеней вынуждена произвести посадку не на своей базе, то без топливной нагрузки может перелететь, как самолет, на свою базу. При большой интенсивности космических полетов, если число полетов Земля — Орбита — Земля будет 4000, расчетная эксплуатационная стоимость доставки груза на орбиту будет 100 долл за килограмм.
Как и многие другие фирмы, Lockheed (США) разрабатывает многократно используемую систему обеспечения Орбитальной космической станции — двухступенчатый космический самолет со стартовым весом около 500 т, полезная нагрузка на орбите вблизи Земли 11 350 кг будет включать 10 пассажиров, 3 т груза и экипаж, состоящий из двух человек. По одному из проектов ступени располагаются горизонтально, самолет вначале разгоняется ракетной тележкой (рис 2.4) После взлета с ракетной тележки работает нижняя ступень В конце разгона первая ступень отделяется и управляемая экипажем совершает планирующий спуск и горизонтальную посадку на аэродроме базы. Вторая ступень с силовой установкой из ЖРД выводится на заданную орбиту. После выполнения полета в космическом пространстве вторая степень управляемая экипажем, входит в атмосферу и совершает горизонтальную посадку на аэродроме. Для управления вектором тяги на концах крыльев обоих ступеней будут установлены ракетные двигатели. Космический самолет рассчитан на 100 полетов
Рис. 2.4
Другой вариант двухступенчатого космического самолета обеспечения Орбитальной космической станции рассчитан на 500 полетов, имеет длину 51 м, размах крыльев 29 м, высоту 13, 5 м (рис. 2.5)
Фирма Lockheed работает над увеличенным вариантом космического самолета, который будет перевозить на орбиту вблизи Земли от 50 до 100 пассажиров.
Исследовав возможные схемы спасения первой ступени S -1C ракеты носителя «Saturn V» с помощью парашютов, воздушных шаров, комбинации парашютов и воздушных шаров, гибких крыльев и гибких роторов, специалисты считают, что можно осуществить спасение S-IC, однако даже при наилучшей эффективности максимальная экономия никогда не достигнет 50%. Поэтому рассматриваются совершенно новые концепции многократно используемых космических систем. По мнению специалистов фирмы Boeing (США), эта задача представляет проблему создания большого самолета носителя, пилотируемого экипажем и возвращающегося на Землю после запуска полезной нагрузки в космическое пространство. Стоимость такого самолета оценивается в 1 млрд долл.
Применение современных ракет-носителей ограничено малой маневренностью и кроме того, их можно запускать только в сторону океана или пустыни, чтобы избежать катастроф в случае аварий над крупными населенными пунктами.
Специалисты фирмы Boeing считают, что многократно используемая система для запуска космических аппаратов будет представлять различные вариации самолетов (включая вертикально взлетающие, горизонтально взлетающие с ВРД и пилотируемые самолеты-носители космических аппаратов) по габаритам больше, чем В-52 «Stratofortress». Каждая концепция имеет свои преимущества.
Первым шагом в развитии современных ракет-носителей разового действия может быть крылатая ракета носитель, взлетающая вертикально со стартового стола. Крылья, необходимые для спасения и возвращения на базу, будут небольшими, а самолетное шасси—простым и легким, но такие вертикально взлетающие носители имеют меньше шансов на спасение в случае аварии на взлете.
Горизонтально взлетающие носители, по-видимому, будут иметь большие крылья и более тяжелое шасси, но зато они смогут возвратиться на базу и произвести аварийную посадку в случае неисправности.
Носитель с ВРД будет близок к самолету по схеме и выполнению операций. Он будет подниматься на высоту разделения ступеней около 30 мин в сравнении с 3 мин, подъема для носителя с ЖРД.
 |  |
| Рис 2.6 Вертикально взлетающая космическая система с ракетной силовой установкой несет на верхней поверхности космический корабль | Рис. 2.7 Двухступенчатая космическая система в сравнении с самолетом В-52 |
 | |
| Рис 2.8. Модель горизонтально взлетающего самолета-носителя с ВРД и крылатым космическим кораблем | |
Так как двигателям носителей с ВРД необходим атмосферный кислород, они будут запускать полезную нагрузку с высоты 30 км. Главное их преимущество —маневренность, но они будут обладать и другими преимуществами современных самолетов. Одним из сложных вопросов будет охлаждение двигательной установки.
Конструкторы исследуют возможность старта с ракетной тележки. Самолет, стартующий с ракетной тележки, будет иметь меньшие крылья, потребует меньше топлива и более простое и легкое шасси, все это упростит проблему входа в атмосферу (рис. 2.6 и 2.7). Рассматриваются и схемы, сочетающие преимущества ВРД и ЖРД, такие схемы потребуют больше исследовательских работ (рис. 2.8).
Фирма Douglas (США) по проекту «Astro» разрабатывает двухступенчатый крылатый космический аппарат, многократно используемый для полетов на орбиту (рис. 2.9, 2.10). Первая ступень—крылатый бустерный аппарат, вторая—крылатый космический корабль, пилотируемый экипажем. Космический аппарат «Astro» будет доставлять на орбиту 16,8 т полезной нагрузки и совершать до 200 полетов в год.
В табл. 1 приведены геометрические и весовые, а в табл. 2—динамические характеристики космического аппарата «Astro».
Компоновочная схема аппарата представлена на рис 2. 11.
Крылатый бустерный аппарат имеет один основной ЖРД «Aerojet» M-1 и два ЖРД «Rocketdyne» J-2, используемые как верньерные во время работы основного двигателя. Кислородные баки наддуваются гелием, подогретым в теплообменниках специальной системой. Водородные баки во время работы ЖРД наддуваются подогретым водородом, выходящим из двигателя. Двигатели бустерного аппарата работают непрерывно до выключения командой, и повторный запуск не производится.
Крылатый космический корабль в качестве основного двигателя имеет ЖРД J-2 и два ЖРД Pratt and Whitney RL-10. Эти двигатели должны допускать повторный запуск при небольшом остатке топлива в баках, поэтому перед каждым повторным запуском для обеспечения нормальных условий при входе в насосы баки должны наддуваться.
Обе ступени аппарата выполнены геометрически подобными, имеют треугольное крыло с модифицированным симметричным профилем 0018 NACA, обеспечивающим нулевую подъемную силу и нулевой кабрирующий момент во время разгона аппарата первой ступенью. Максимальное аэродинамическое качество аппарата на малой скорости 4,5 на гиперзвуковом режиме 1,4.
Рис. 2.9
Рис. 2.10
| Характеристика | Бустер | Космический корабль |
| Размах крыльев, м | 18,7 | 13,4 |
| Длина, м | 29,0 | 20,7 |
| Стреловидность, град | 67,5 | 67,5 |
| Площадь крыльев, м2 | 384 | 198 |
| Удлинение | 0,91 | 0,91 |
| Вес, кг | ||
пустого аппарата (конструкция, системы) | 29 300 | 11 600 |
экипажа и оборудования | 205 | 455 |
| Вес системы управления наддувом кабины, кг | 115 | 315 |
| Сухой вес аппарата, кг | 29 620 | 12 370 |
| Вес pacxoдyeмoгo топлива, кг | ||
основное | 268 000 | 75 000 |
на вxoд в атмосферу | 54,5 | 81,5 |
для управления ориентацией | 136,5 | 407 |
| Вес невыработанного топлива, кг | 2 000 | 370 |
остаток | 807 | 1 130 |
избыток | 59 | 54,5 |
| Посадочный вес аппарата (без полезной нагрузки), кг | 31 300 | 13 400 |
| Суммарный вес аппарата (без полезной нагрузки), кг | 300 677 | 89 413 |
| Круговая орбита | Эллиптическая орбита | |||||
| Общий вес на орбите высотой 555 км, кг |
||||||
| Полезная нагрузка на орбите высотой 555 км, кг | 10 000 100% | 5000 50% | 0 (0%) | 10 000 100% | 5000 50% | 0 (0%) |
| Резервный избыток скорости, м/сек | ||||||
для схода с орбиты, входа в атмосферу Земли |
915 | 915 | 915 | 915 | 915 | 915 |
для маневра на орбите | 0 | 835 | 1 960 | 0 | 835 | 1 960 |
| Максимальная рабочая высота*(км) при изменении плоскости орбиты, град | ||||||
0 | 555 | 1 300 | 2 870 | 555 | 2 220 | 5 950 |
4 | - | 890 | 2 660 | — | 1 110 | 4 450 |
6 | — | 555 | 2 220 | — | 555 | 3 700 |
8 | — | — | 1850 | — | — | — |
* Максимальная высота встречи на орбите при одновременном изменении плоскости орбиты.
Ступени аппарата соединены между собой четырьмя взрывными болтами, пропущенными сквозь специальные фланцы лонжеронов.
Кабина экипажа и полезная нагрузка расположены в носовой части аппарата, чем обеспечивается хороший обзор и быстрое аварийное покидание корабля. Обшивка кабины многослойная, верхнее покрытие из молибдена охлаждается радиационно и не требует абляционной защитной обмазки. Между верхним покрытием и стенкой кабины имеется слой изолирующего наполнителя, образующий два пространства: 1) между верхним покрытием и изолирующим слоем—продувается охлаждающим газом; 2) между изолирующим слоем и стенкой кабины — впрыскивается вода, которая охлаждает стенку кабины за счет скрытой теплоты парообразования. По расчету, при входе в атмосферу внутренняя стенка кабины будет иметь предельную температуру 50—60°, а верхнее покрытие 1220°.
Рис. 2.11
Чтобы обеспечить высокую частоту полетов на орбиту при малом количестве аппаратов, цикл наземной подготовки должен быть выбран оптимальным. Запланированная стоимость и 240 полетов в год могут быть обеспечены 12 бустерами и 24 космическими кораблями. Цикл наземной подготовки каждого бустера, выполняющего 20 полетов в год, составит 18 суток.
Космический аппарат «Astro» взлетает вертикально. Через 2 сек после взлета начинается гравитационный поворот, после окончания которого устанавливается угол атаки, соответствующий нулевой подъемной силе и сохраняющийся до выключения двигателей бустера. Непосредственно перед разделением запускаются двигатели RL-10 и, когда тяга достигнет максимального значения, взрываются соединительные болты. До запуска двигателя J-2 бустер должен начать разворот, чтобы уйти от струи двигателя J-2. Разделение происходит на высоте 80,5 км на расстоянии 98 км от старта. На режиме планирования бустер может пройти 815 км до следующей базы; продолжительность полета бустера 10 мин. Возвратить бустер на базу можно буксировкой по воздуху за самолетом С-133 или самостоятельным полетом с места посадки на базу старта. Посадочная скорость на максимальной подъемной силе 163 км/ч при удельной нагрузке на крыло 85 кг/м2.
Космический корабль после отделения от бустера продолжает выход на орбиту по оптимальной траектории. Изменение параметров по траектории показано на рис. 2.12. После выполнения операций на орбите космический корабль торможением переводится на траекторию входа в атмосферу и посадки. Изменение параметров по траектории спуска и посадки показаны на рис. 2.13. Движение по этой траектории происходит с одновременным поворотом аппарата относительно вектора скорости через крыло. Кривые на рис. 2.13 подсчитаны для угла крена 83°.
Траектория входа в атмосферу до перехода на режим равновесного планирования может быть разделена на три фазы: вход, переходный режим и режим постоянной высоты.
В фазе входа корабль ориентируется на максимальный тангаж. Угол входа в атмосферу выбирается в зависимости от допустимой температуры и расстояния до места посадки. Если на круговой орбите высотой 555 км сообщить космическому кораблю тормозной импульс 106 м/сек, корабль войдет в атмосферу на высоте 122 км под углом —3°. Далее корабль поворачивается относительно вертикальной оси на 180° носом по полету и устанавливается на угол атаки 45°, затем угол атаки меняется по определенному закону, чтобы в процессе выравнивания до высоты 70 км подъемная сила оставалась постоянной.
Рис. 2.12
Рис. 2.13
На высоте 70 км корабль поворачивается относительно вектора скорости, чтобы уменьшить вертикальною составляющую аэродинамической подъемной силы. Маневр по крену с одновременным разворотом и выходом корабля из плоскости орбиты продолжается до тех пор, пока угол наклона траектории полета не станет равным нулю. Высота, на которой заканчивается переходная фаза, зависит от допустимой температуры и потребной дальности. При таком маневрировании только на нижнюю поверхность корабля действует максимальный скоростной напор, поэтому эта поверхность проектируется на максимальный удельный тепловой поток. В фазе постоянной высоты полета угол атаки увеличивается с уменьшением скорости. Необходимая боковая дальность может быть получена маневром по керну, но постоянная высота при этом не сохраняется. Для космического корабля, возвращающегося с орбиты и имеющего полезную нагрузку 4, 5 т, максимальный параметр подъемной силы на гиперзвуковом режиме будет 224 кг/м2
При скорости 4,6—6,7 км/сек корабль выходит на траекторию равновесного планирования. С помощью управления углами атаки и крена уточняется расчет на посадку. В конце фазы равновесного планирования производится посадка с выключенным двигателем на выбранный аэродром. Управляя с помощью аэродинамических сил параметрами траектории входа в атмосферу, можно осуществить посадку космического корабля в любом месте на площади 9100х3700 км. Максимальная боковая дальность при угле крена 45° равна 3700 км
Развитие системы «Astro» проводится в соответствии с планом, предусматривающим три этапа. На первом этапе используется один аппарат, пилотируемый двумя астронавтами и совершающий горизонтальный и вертикальный взлет. Аппарат может использоваться в трансконтинентальных и трансокеанских операциях, для испытания систем, тренировки экипажей, доставки полезной нагрузки 2270 кг. Посадка осуществляется горизонтально с использованием лыж и носового колеса. На втором этапе система состоит из двух одинаковых аппаратов, испытанных в первом этапе, может осуществляться вертикальный взлет, при этом на первой ступени используются два дополнительных двигателя J-2. Вторая ступень имеет экипаж из двух человек, грузовой и пассажирский отсеки, выходит на орбиту высотой 540 км с полезным грузом 910 кг. Обе ступени приземляются горизонтально. На третьем этапе система «Astro» испытывается в окончательном, увеличенном варианте.
Английская фирма Bristol Siddley работает над проектом космического самолета, предназначаемого для доставки персонала и грузов на Орбитальную космическую станцию, расположенную на высоте 320 км. Космический самолет будет снабжен комбинированной силовой установкой, состоящей из ТРД и ПВРД. Модель аппарата проходит испытания в аэродинамической трубе (рис 2.14)
Рис 2.14
При разработке проекта главное внимание уделяется обеспечению встречи на орбите, характеристикам взлета и посадки, запасу топлива и весу конструкции.
Если предположить, что взлет будет происходить с европейских баз, то для удовлетворения требований встречи на орбитах, лежащих в большом диапазоне углов наклона к экватору, окажется необходимым выполнять большие маневры и в случае баллистической ракеты потребуется значительное увеличение веса топлива. Эта проблема может быть решена при использовании космического самолета, имеющего большую несущую поверхность и осуществляющего часть маневра встречи в атмосфере.
Фирма Bristol Siddley подчеркивает необходимость использования экипажа из двух человек, так как автоматические системы на этапах встречи, стыковки и посадки не могут обеспечить гибкость операций, точность управления и оценить ситуацию в степени, свойственной человеку. Считается, что на этапах ускорения и торможения космического самолета надо ограничить перегрузку величиной 2,5, тогда не возникнет никаких проблем, связанных со входом самолета в атмосферу.
Поскольку на данном этапе невозможно представить детальные весовые расчеты, полезная нагрузка определена как сумма весов доставляемого на орбиту груза и топлива для осуществления маневров. Для космического самолета считается приемлемой полезная нагрузка порядка 2, 5 т.
Если сравнить трехступенчатую баллистическую ракету на жидком водороде и жидком кислороде, то коэффициент весовой отдачи (отношение веса, выведенного на орбиту, к стартовому весу) получится равным 5—6%. Для двухступенчатого ракетоплана этот коэффициент может быть увеличен до 7%. Однако в каждом случае необходимо учитывать состав нагрузки, выводимой на орбиту. Если на первой ступени космического самолета используется ВРД, а на следующих — ЖРД на жидком водороде и кислороде, коэффициент весовой отдачи может быть более 7, 5%. Применение стартовых ускорителей увеличивает коэффициент весовой отдачи еще на 1%.
В ФРГ разрабатываются многократно используемые космические системы и космический самолет.
Рис. 2.15
Рис. 2.16
Четырехлетняя программа ФРГ в области космонавтики предусматривает участие Аэродинамического исследовательского института (AVA), Западногерманского научно-исследовательского института по авиации и космонавтике (DFL), Западногерманского научно-исследовательского центра по авиации и космонавтике (DVL) и других институтов и вузов.
Программа предусматривает работы в области механики жидкости, термодинамики, механики полета, систем управления, силовых установок, космической медицины. Этой программой предусматривается участие фирм Bolkow, Dornier, Heinkel, Junkers, AEG и других в разработках нескольких проектов многократно используемых крылатых ракетных космических систем и космического самолета.
В 1964 г. израсходовано 20 млн. зап.-герм. марок на проведение научно-исследовательских работ и 100 млн. зап.-герм. марок па проектно-конструкторские работы, в том числе 18 млн. зап.-герм. марок на разработку космического самолета. Интенсивное развитие работ в области астронавтики в ФРГ началось с момента заключения соглашения о постройке ФРГ третьей ступени ракеты ELDO, с помощью которой в 1966 г. на орбиту будет выведен спутник Земли весом 1 т.
По сообщению Interavia Air Letter, 2 июня 1965 г. фирма Junkers разработала проект двухступенчатой пилотируемой транспортной космической системы. Над проектом, который финансируется правительством ФРГ, фирма работает с 1961 г. Космическая система спроектирована в виде двухступенчатого космического самолета с параллельным расположением самолетных ступеней. Схема заимствована у фирмы Martin. Силовые установки обеих ступеней работают на жидком водороде и кислороде. Двухступенчатый космический самолет будет стартовать горизонтально с рельсовой катапульты и до разделения ступеней достигнет высоты 60 км за 150 сек. Нижняя ступень возвратится на базу планированием, вторая, меньшая ступень, достигнет первой космической скорости и выйдет на орбиту высотой 300 км.
Суммарный стартовый вес космической системы 200 т, орбитальная полезная нагрузка 2, 5 т.
На выставке по авиации и астронавтике в Париже летом 1965 г. фирма Junkers показала модель разрабатываемого космического самолета (рис. 2.15, 2.16).
Рис. 2.17
Западно-германская фирма Bolkow — Entwicklungen К- G. работает над проектом двухступенчатой крылатой орбитальной космической системы с последовательным соединением ступеней (рис. 2.17).
С экономической точки зрения, очень выгодно производить запуск космического корабля с гиперзвукового самолета-носителя. Фирма North American предназначает для этих целей экспериментальный бомбардировщик В-70 «Valkyria», с него будут запускаться спутники «Samos», «Midas»; «Discoverer» и др. При стартовом весе 250 т самолет может поднять на высоту 21 км космический корабль с ускорителем второй ступени весом 100 т и сообщить ему начальную скорость, соответствующую числу Маха, равному трем. далее
назад