ОТДЕЛЕНИЕ НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ
ТЕХН ИЧЕСКАЯ
ИНФОРМАЦИЯ
Перспективы эволюции многоразового воздушно-космиче-
ского аппарата .Спейс Шаттл'...................... 1
Оценка характеристик многоразового воздушно-космичес-
кого аппарата с ПВРД для разгона в атмосфере .... 11
Планы развития космической транспортной системы США 14
Новая концепция воздушно-носмического самолета для
высокоорбитальных транспортных операций ......... 19
Аэродинамический потенциал воздушно-космических транс-
портных систем ................•................. 26
Концепции перспективных транспортных космических си-
стем ............................................ 31
Долгосрочные прогнозы развития западноевропейских кос-
мических транспортных систем .................... 41
Третий испытательный полет многоразового воздушно-кос-
мического аппарата „Спейс Шаттл*..................47
1982
№ 13-14
ТЕХНИЧЕСКАЯ
ИНФОРМАЦИЯ
(ОБЗОРЫ И РЕФЕРАТЫ
00 МАТЕРИАЛАМ ИНОСТРАННОЙ ПЕЧАТИ)
ОТДЕЛЕНИЕ
НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЙ
ИНФОРМАЦИИ
№ 13-14 (1443-1444)
Июль 1982 г.
XLIII год издания
УДК 629.782(73) МВКА «Спейс Шаттл»
ПЕРСПЕКТИВЫ ЭВОЛЮЦИИ
МНОГОРАЗОВОГО ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА „СПЕЙС ШАТТЛ11*
Созданный в США многоразовый воздушно-кос-
мический аппарат (МВКА) «Спейс Шаттл» имеет
значительные возможности для совершенствования,
кроме того, на его основе могут быть .разработаны
варианты, отвечающие новым требованиям в отно-
шении грузоподъемности или стоимости эксплуата-
Рис. 1. Исходный МВКА «Спейс Шаттл» и его перспективные
варианты
ции и способные применяться вместе с исходным
аппаратом в 1980—1990-е годы.
Изучаемые варианты МВКА «Спейс Шаттл»
представляют собой аппараты, использующие ос-
новные компоненты исходной транспортной систе-
мы, стартовые установки и другое наземное обору-
дование и имеющие сходные условия эксплуатации.
На рис. 1 изображены три предлагаемых ва-
рианта МВКА «Спейс Шаттл». На варианте, обо-
значенном «Класс I», используются исходные внеш-
ний топливный бак (ВТБ) и стартовые РДТТ, но
орбитальная ступень — воздушно-космический са-
молет (ВКС) заменен модулем полезной нагрузки
(МПН), объединенным с модулем силовой уста-
новки и электронного бортового оборудования
* W i 11 i a m s F. L. Shuttle uprating and the evolution
into derivative vehicles.
IAF-81-2. International Astronautical Federation XXXII
Congress, Rome, Italy, September 6.—12, 1981.
(МСУО). МСУО содержит три ЖРД SSME, ском-
понованные так же, как и на исходном МВКА. Ап-
парат «Класс I» может выводить полезную нагруз-
ку массой около 68 т на круговую орбиту высотой
300 км с наклонением 28,5° при запуске из косми-
ческого центра им. Кеннеди. Вариант «Класс II»
использует ВТБ и ВКС, а стартовые РДТТ замене-
ны ускорителями с ЖРД. В грузовом отсеке ВКС
можно доставить 45,4 т полезной нагрузки на ука-
занную орбиту. Вариант «Класс III» имеет
стандартный ВТБ, а также МПН, МСУО и уско-
рители с ЖРД (УЖРД). Полезная нагрузка аппа-
рата «Класс III» составляет примерно 84 т, однако
он может быть рассчитан и на 91 т, и более.
Для оценки преимущества того или иного ап-
парата и целесообразности его эксплуатации сов-
местно с МВКА «'Спейс Шаттл» использовались
главным образом экономические характеристики и
в качестве основного критерия была выбрана сто-
имость жизненного цикла транспортной системы.
Принятая методология исследования представлена
на рис. 2.
МОДЕЛИ ПРОГРАММ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
И ИХ ОБЕСПЕЧЕНИЕ СМЕШАННЫМ ПАРКОМ МВКА
При формулировании технических требований к
МВКА был проведен подробный обзор планов и
прогнозов различных правительственных организа-
ций и промышленных фирм США, а также потен-
циальных заказчиков из других стран. Были выде-
лены три возможные модели программ космических
полетов (рис. 3).
Номинальная модель основана на планах ис-
пользования МВКА «Спейс Шаттл» до 2000 г., со-
ответствующих началу 1981 г.
Модель низкого уровня, предусматривающая
уменьшение числа заданий примерно на 30%, ос-
нована на планах исключения ряда полетов спе-
циального назначения и отсрочки других. Модель
высокого уровня с числом заданий, на 40% боль-
шим, чем у номинальной модели, построена в пред-
положении ускоренного выполнения некоторых за-
даний, расширения ряда программ и добавления
новых заданий. Все полетные задания каждой мо-
дели содержатся в тех или иных рассмотренных
планах и прогнозах различных организаций.
©ИЗДАТЕЛЬСКИМ ОТДЕЛ ЦЕН ТРАЛЬНОГО
АЭРО ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
имени проф Н Е Жуковского (ЦАГИ), 1982
Рис. 2. Методология исследования МВКА
Выделение трех моделей программ космических
полетов было сделано для оценки потребности в
МВКА различных классов и расчета экономических
характеристик выбранного парка аппаратов.
На рис. 4 и 5 показаны прогнозы грузовых пе-
ревозок Земля—Космос в весовых и объемных по-
казателях в соответствии с рассмотренными моде-
лями различного уровня.
Для упрощения анализа предполагалось, что
МВКА «Спейс Шаттл» или его варианты выводят
грузы' на круговую орбиту высотой 297 км.
/—модель высокого уровня (1517 заданий); 2—номиналь-
ная модель (1059 заданий); модель низкого уровня
(739 задании)
Рис. 3. Модели космических программ (число по-
летных заданий для МВКА всех типов)
Сравнение характеристик МВКА «Спейс Шаттл»
и варианта «Класс I» дается на рис. 6. У аппарата
«Класс I» после расходования топлива ВТБ даль-
нейшее выведение МПН и МСУО на круговую ор-
биту с высотой 297 км осуществляется с помощью
ЖРД системы орбитального маневрирования, ра-
ботающих на некриогенном топливе с удельным
импульсом 313 с. Предполагалось наличие 5%-ного
/—модель высокою уровня; 2—номинальная модель;
модель низкого уровня
Рис. 4. Модели космических программ (рост
объема перевозок в тоннах на МВКА «Спейс
Шаттл» и его вариантах)
2
/ — модель высокого уровня; 2—номинальная модель; 3—
модель низкого уровня
Рис. 5. Прогнозы увеличения суммарного объема
грузов, выводимых на орбиту с помощью МВКА
различных типов
резерва топлива систем орбитального маневриро-
вания и реактивного управления, а также воз-
вращение МПН и МСУО на 300-километровую
круговую орбиту перед спуском на землю.
Для проведения анализа все рассмотренные
межорбитальные аппараты были условно разделе-
ны на два класса: (I) существующие (или те, ко-
торые могут быть быстро созданы для использова-
ния на МВКА «Спейс Шаттл») и перспективные
межорбитальные аппараты, находящиеся в стадии
изучения. Характеристики межорбитальных аппа-
ратов представлены в табл. 1 и 2. Все новые аппа-
раты рассчитаны на установку в грузовом отсеке
МВКА «Спейс Шаттл». Два межорбитальных аппа-
рата, характеристики которых представлены в пер-
вых двух столбцах табл. 2, могут выводиться на
низкую орбиту МВКА «Спейс Шаттл», либо пол-
ностью, либо частично заправленными топливом,
вместе с космическим объектом. Три других аппа-
рата из табл. 2 требуют для своего выведения на
орбиту в полностью заправленном состоянии ис-
Таблица 1
Существующие межорбитальные транспортные
аппараты для перевода объектов с низкой
на геосинхронную орбиту
(в. с. — верхняя ступень; н. с. — нижняя ступень)
	PAM-D	РАМ-А	IUS
Длина, м	1,98	2,29	5,04
Диаметр, м	1,48	1,75	4,42
Вес баков, кгс	227	340	976 (в. с.) 1090 (н. с.)
Вес топлива, кгс	1998	3178	2747 (в. с.) 9761 (и. с.)
Тяга, кгс	8172	7718	7717 (в. с.) 19 522 (н. с.)
Удельный импульс, с	280	293	293
Вес установленной пане- ли, кгс	1060	1890	3250
Вес полезной нагрузки, кгс	1090	2000	2270
.4—МВКА «Класс I»; Б—МВКА «Спейс Шаттл» (встро-
енная система орбитального маневрирования); В—допол-
нительная система орбитального маневрирования (пер-
вая, вторая или третья)
Рис. 6. Вес выводимой па орбиту нагрузки при
использовании МВКА «Спейс Шаттл» и аппарата
«Класс I» (I — наклонение орбиты)
пользования вариантов МВКА «Спейс Шаттл». Все
новые аппараты могут возвращаться на Землю
с помощью МВКА «Спейс Шаттл».
Анализ обеспечения запланированных космиче-
ских программ различными МВКА проводился
при следующих предположениях:
не допускается одновременный запуск одним
МВКА объектов NASA, министерства обороны
США, иностранных и коммерческих заказчиков;
для выполнения операций, требующих участия
человека, используются аппараты с ВКС («Спейс
Шаттл» или «Класс II»);
если применение МВКА «Класс I» и «Класс II»
не обеспечивает уменьшения числа запусков, ис-
пользуются МВКА «Спейс Шаттл» или «Класс II»;
одним МВКА выводятся на орбиту только объ-
екты, которых объединяют время и место запуска,
а также наклонение орбиты;
А—модель низкого уровня; Б—номинальная модель; В—модель высо-
кого уровня
/—«Спейс Шаттл»; 2—«Класс 1»; 3— «Класс II» 4— «Класс III»
Рис. 7. Потребное число полетов МВКА различных типов
при различных моделях объемов перевозок
3
Таблица 2
Перспективные межорбитальные транспортные аппараты для перевода
объектов с низкой на геосинхронную орбиту (в. с. — верхняя ступень,
н. с.— нижняя ступень)
	Буксир на основе ракеты „Центавр"	Буксир OTV	Увеличен- ный буксир OTV	Тяжелый буксир OTV	Двухсту- пенчатый буксир OTV
Длина, м	8,2	9,3	П,7	15,9	17,7
Диаметр, м	4,42	4,42	4,42	4,42	4,42
Вес баков, кгс	2 883	3314 3 019*	4417 4 013	7 741 7 037*	2 881 (в. с.) 3 314 (н. с.) 3019 (н. с.)*
Вес топлива, кгс	20 430	21 ПО	32 914	54 480	20 430 (в. с.) 21 110 (н. с.)
Тяга, кгс	14 982	6810	6810	18 160	14 982 (в. с.) 6810(н. с.)
Удельный импульс, с	448	465	465	480	448 (в. с.) 465 (в. с.)
Оборудование, кгс	3 950	2 724	3 790	4 540	6 355
Вес полезной нагрузки,	10 306*	10 430*	16 900*	29 400*	21 700*
КГС		7 120	10 100	21 800	21 500
Вариант одноразового использования
Таблица 3
Обеспечение номинальной программы космических полетов
парком МВКА различного состава
Состав парка МВКА	Максималь- ный вес полезной нагрузки,тс	Длина/диаметр модуля полезной нагрузки,м	Число полетов ВКС	Число полетов модуля полезной нагрузки	Общее число полетов
«Спейс Шаттл»	29,5	18,3/4,57 (грузовой отсек)	783	—	783
«Спейс Шаттл» + «Класс II»	45,4	18,3/4,57 (грузовой отсек)	. 745	—	745
«Спейс Шаттл»+ «Класс I» (средний мо- дуль полезной нагрузки)	68	27,4/4,57	438	219	657
«Спейс Шаттл»+ «Класс I» (большой мо- дуль полезной нагрузки)	68	33,6/7,62	410	142	552
«Спейс Шаттл»+ «Класс III» (большой мо- дуль полезной нагрузки)	84	33,6/7,62	410	140	550
4-0
Числа заданий на полет
выводимые объекты подразделяются по весу или
объему для использования либо М.ВКА «Спейс
Шаттл», либо МВКА «Класс II»;
обеспечиваются одинаковые весовые допуски на
все типы полезных нагрузок;
учитываются требования размещения несколь-
ких объектов в грузовом отсеке;
все объекты выводятся сначала на орбиту вы-
сотой 296 км, для вывода на высокие орбиты при-
меняются межорбитальные транспортные аппара-
ты (буксиры).
Рис. 8. Распределение полетов по числу выпол-
няемых заданий (МВКА «Класс I», номиналь-
ная модель космической программы)
4
Рис. 9. Распределение полетов по числу выпол-
няемых заданий (МВКА «Спейс Шаттл», номи-
нальная модель космической программы)
Была проведена оптимизация геометрических
характеристик МПН. В результате анализа были
получены следующие размеры двух модулей полез-
ной нагрузки для МВКА «Класс I»: диаметр и дли-
на первого составляют соответственно 4,57 и 27,43 м,
второго модуля соответственно 7,62 и 33,53 м.
Результаты расчета числа полетов в соответст-
вии с номинальной моделью космических программ
представлены в табл. 3. На рис. 7 представлено
потребное число полетов аппаратов парков различ-
ного состава для трех рассмотренных моделей кос-
мических программ.
На рис. 8 и 9 представлено распределение поле-
тов по числу выполняемых заданий для МВКА
«Спейс Шаттл» и «Класс I».
ОЦЕНКА ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ НОВЫХ
КОМПОНЕНТОВ МВКА
При анализе предполагается, что МВКА
«Класс I» имеет стандартные ВТБ, стартовые РДТТ
МВКА «Спейс Шаттл» и новые компоненты МПН
и МСУО. МВКА «Класс II» имеет новые ускорите-
ли с ЖРД и стандартные ВКС и ВТБ. На МВКА
«Класс III» используются стандартный ВТБ,
УЖРД, МПН и МСУО. Решено применить на аппа-
ратах «Класс II» и «Класс III» одинаковые уско-
рители, поэтому они были рассчитаны для обеспече-
Рис. 10. (Модуль полезной нагрузки (МПН)
ния грузоподъемности 45,4 тс аппарату «Класс II».
Таким образом, необходимо оценить основные ха-
рактеристики трех новых компонентов: .МПН,
МСУО и УЖРД.
МПН показан на рис. 10. Его общий вес равен
20113 кгс (сбрасываемый верхний кожух 5078 кгс,
нижняя силовая конструкция 10 210 кгс, система
теплозащиты 3031 кгс, устройства разделения и
бортовое оборудование 994 кгс). На рис. И пред-
ставлены результаты расчетов для выбора опти-
мальных размеров сбрасываемого кожуха. В ре-
зультате анализа была выбрана схема с большим
кожухом и уменьшенной нижней силовой конст-
рукцией, на которой устанавливаются выводимые
на орбиту грузы. При рассмотрении конструкции
МПН оценивались целесообразная степень исполь-
зования композиционных материалов наряду с алю-
миниевыми сплавами и уровень механизации про-
изводства, а также применимость методов нераз-
рушающего контроля. Композиционные материалы
позволяют снизить вес примерно на 47% (10,65 тс
вместо' 20,1 тс), что наряду с высокой автоматиза-
цией производства и контроля позволит снизить
стоимость МПН.
Схема МСУО представлена на рис. 12. Общий
вес модуля равен 28 936 кгс (конструкция 4824 кгс,
теплозащита 2033 кгс, топливные баки 5099 кгс,
радиоэлектронное оборудование 3586 кгс, система
спасения 3071 кгс, двигатели 9441 кгс). Модуль
должен спускаться на землю по баллистической
траектории с уменьшением скорости до дозвуковой
Я—уменьшенный кожух. Вес МПН 20,1 тс, вес кожуха 5.87 тс; В—большой кожух.
Вес МПН 26,4 тс, вес кожуха 7,42 тс
Рис. 11. Выбор оптимальных размеров сбрасываемого кожуха МПН
(Gn-н — вес полезной нагрузки; бКож—вес кожуха; /сброса — время
с момента старта до сброса кожуха)
2—„ТИ“ № 13-14
5
Рис. 12. Модуль силовой установки и борто-
вого электронного оборудования (МСУО)
Рис. 13. Схема ускорителя с ЖРД (размеры в метрах)
с помощью парашютов, а затем приземляться на
шасси-треногу после гашения скорости тормозными
ракетами. Возможно аэродинамическое маневриро-
вание МСУО до выпуска парашютов. Другой ва-
риант модуля предусматривает обеспечение ему
достаточного аэродинамического качества для го-
ризонтальной посадки.
Базовая схема УЖРД показана на рис. 13. Ус-
коритель имеет пять стандартных ЖРД SSME со
степенью расширения сопла 35, способных разви-
вать 109% расчетной тяги. Ускоритель должен
спускаться на парашютах в океан (как твердотоп-
ливные ускорители МВКА «Спейс Шаттл»), Уско-
ритель имеет поворотные защитные створки, пре-
дохраняющие ЖРД от повреждения при спуске в
атмосфере и приводнении. Парашюты раскрыва-
ются после уменьшения скорости ускорителя до
дозвуковой, причем ускоритель ориентируется в го-
ризонтальном положении. Перед водной поверх-
ностью тормозные ракеты ,в носовой и хвостовой
частях ускорителя гасят скорость .практически до
нуля. Компоненты ускорителя имеют следующий
вес: конструкция баков 34 800 кгс, 5 ЖРД 14 550,
бортовые системы и агрегаты 9820 кгс, система спа-
сения 8750 кгс, весовой резерв 6750 кгс, горючее
и окислитель 411 000 кгс.
Схема технического обслуживания и подготов-
ки к запуску МВКА «Класс I» и «Класс II» пока-
зана на рис. 14, а в табл. 4 и 5 перечислены тре-
бования к оборудованию стартового комплекса в
космическом центре им. Кеннеди и на космодроме
Ванденберг.
/-•старт; 2—полет; 3— возвращение МСУО; 4—восстановление МСУО и стыковка с МПН; 5—МПН с полезной нагрузкой;
6—МПН и МСУО; 7—корпус обслуживания полезной нагрузки; 8—доставка МПН; 9—доставка полезной нагрузки; 10—
доставка ВТБ; //—установка ускорителей; 12—стыковка ускорителей с ВТБ; 13—завершение стыковки компонентов; 14—зда-
ние вертикальной сборки; 15—транспортировка МВКА к месту старта; /6—приводнение ускорителей; /7—буксировка уско-
рителей; 18— восстановление РДТТ; 19—восстановление У.ЖРД; 20—последовательные операции; 21—параллельные операции
Рис. 14. Схема технического обслуживания и подготовки к запуску МВКА «Класс I» и «Класс II» в косми-
ческом центре им. Кеннеди
6
Таблица 4
Потребный состав оборудования космического центра им. Кеннеди
при эксплуатации МВКА различных типов
Оборудование	МВКА			
	„Спейс Шаттл”	„Класс 1“	„Класс 11“	„Класс III'
Мобильная пусковая ус- тановка	Имеется	Небольшие доработки	Увеличение размеров пламеот- водных отверстий, обеспечение заправки УЖРД	Как в предыдущем столб- це
Поворотная конструкция системы обслуживания	Имеется	Небольшие доработки (новая конструкция в случае большей длины полезной нагрузки)	Доработки в связи с примене- нием УЖРД	Как в двух предыдущих столбцах
Корпус вертикальной сборки	Имеется	Модификация в связи с большими	габаритами верхней ступени	Модификации в связи с боль- шими габаритами УЖРД	То же
Корпуса обслуживания, восстановительного ре- монта и объединения компонентов	Не требуется	Новые корпуса для МПН и МСУО	Новые корпуса для УЖРД	»
Таблица 5
Потребный состав оборудования космодрома Ванденберг при эксплуатации МВКА различных типов
Оборудование	МВКА			
	„Спейс Шаттл'	„Класс 1“	„Класс 11“	„Класс III'
Стартовый комплекс	Строится	Небольшие доработки	Расширение пламеотводиых отверстий, новые узлы креп- ления УЖРД, обеспечение за- правки УЖРД	Как в предыдущем столб- це
Камеры передачи и под- готовки полезной нагруз- ки	Строятся	Небольшие доработки (новые камеры в случае большой длины полезной нагрузки)	Модификация платформы в свя- зи с большими габаритами УЖРД	Как в двух предыдущих столбцах
Мобильная башня обслу- живания	Строится	Небольшие доработки	Модификация платформы в свя- зи с большими габаритами УЖРД	То же
Корпус восстановительно- го ремонта и объедине- ния компонентов	Не требуется	Новые корпуса для МПН и МСУО	Новые корпуса для УЖРД	
ЭКОНОМИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ
Создание вариантов МВКА «Спейс Шаттл» це-
лесообразно лишь в том случае, если стоимость
жизненного цикла смешанного парка аппаратов
будет ниже. Экономический анализ проводился при
следующих допущениях: расходы выражались в
долларах 1980 г., предполагалось наличие четырех
ВКС и требуемого числа ВТБ, новейшие техниче-
ские достижения используются при производстве и
обслуживании компонентов МВКА.
В табл. 6 приведено потребное число многора-
зовых компонентов МВКА различного типа для
трех моделей космических программ. Результаты
расчета свидетельствуют о том, что для обеспече-
ния модели низкого уровня при использовании ВКС
«Спейс Шаттл» достаточно четырех ВКС, тогда как
в случае реализации модели высокого уровня по-
требуется десять ВКС.
На рис. 15 сравниваются по стоимости жизнен-
ного цикла парки МВКА различного состава. За-
висимость стоимости жизненного цикла рассмотрен-
ных парков МВКА от модели грузопотока пред-
ставлена на рис. 16.
Причинами высокой стоимости жизненного цик-
ла МВКА «Класс II» являются значительные про-
изводственные и эксплуатационные расходы для
ускорителей, работающих на водороде и кислоро-
де, а также ограниченные размеры грузового отсе-
ка ВКС, которые не позволяют реализовать полную
грузоподъемность аппарата (45,4 тс), в результате
число полетов уменьшается лишь незначительно
по сравнению с исходным аппаратом. Кроме того,
время и стоимость доставки, восстановительного
ремонта и подготовки к повторному использованию
УЖРД довольно значительны. В связи с этим рас-
сматривается возможность возвращения УЖРД с
посадкой на ВПП космодрома и уменьшение по-
требного числа ускорителей.
План разработки новых компонентов перспек-
тивных МВКА показан на рис. 17. МПН может
поступить в эксплуатацию в 1987—1988 гг., а в слу-
чае использования новой техники и технологии — на
год позже. МСУО, возвращаемый на землю на
борту ВКС, также может быть создан в 1987—
1988 гг., но в случае обеспечения его автономной
посадки сроки готовности отодвигаются к 1991—
1992 гг. Ускоритель с ЖРД SSME, работающими
на кислороде и водороде, может быть создан в
7
Таблица 6
Потребное число компонентов многоразового использования МВКА различных типов
Тип МВКА	Общее число полетных заданий	Компо- нент МВКА	Число компонентов							
			Номинальная модель грузопотока					Общее число		
			Рабочие компоненты			Резерв		Модели грузопотока		
			вкс	МСУО	УЖРД	МСУО	УЖРД	низкого уровня	номинал	ВЫСОКОГО уровня
„Спейс Шаттл"	783	вкс	7	—	—	—	—	4	7	10
„Класс 1“	410	ВКС	3	—	—	—	—	3	3	5
	142	МСУО	— /»-	2	—	1	—	3	3	3
„Класс 11“	745	вкс	7	—	—	—	—	3	7	8
	553	УЖРД	—	--	8	—	3	6	11	13
„Класс III"	410	вкс	3	—	—-		—	3	3	5
	140	МСУО	—	2	—	1	—	3	3	3
		УЖРД	—	—	2	—	1	3	3	3
/—эксплуатация МВКА
«Класс I», II и Ш; 2—экс-
плуатация МВКА «Спейс
Шаттл»;	3—производство
МВКА «Класс I» II и III;
4—производство	МВ КА
«Спейс Шаттл»; 5—проекти-
рование, разработка, испы-
тания и оценка
Рис. 1б>. Результаты оцен-
ки стоимости жизненно-
го цикла парков МВКА
различного состава для
номинальной модели
космической программы.
Цифры внизу означают
число полетов МВКА
«Спейс Шаттл» (в числи-
теле) и число полетав
МВКА «Класс I», «Класс
II» и «Класс III» (в зна-
менателе)
Модель низкого уровня
~\Модель Высокого уровня
• Номинальная модель
Рис. 16. Результаты анализа стоимости жизненного цикла парка МВКА различного состава для трех
моделей космической программы
8
/—рассмотрение концепции определения проекта; 2—рассмотрение концепции; 3—определение проекта
Рис. 17. Предлагаемая программа разработки новых компонентов для создания усовершенство-
ванных вариантов МВКА «Спейс Шаттл»
(черным отмечены этапы подготовки и проверки технических решений; V —начало проектирования компонента;
Д—'Готовность компонента к эксплуатации)
1991 г., а в случае использования ЖРД, работаю-
щих на кислороде и углеводородном горючем, толь-
ко в 1994 г.
Была выполнена оценка ускорителей с ЖРД,
работающих на углеводородном горючем. Характе-
ристики рассмотренных ЖРД представлены в
Рис. 18. ЖРД SSME, отделяемый на орбите от модуля полезной нагрузки
для возвращения на Землю
Для удешевления программы разработки был
рассмотрен вариант МВКА «Класс I», у которого
ЖРД, основные бортовые системы и большая часть
электронного оборудования возвращаются на Зем-
лю с помощью ВКС МВКА «Спейс Шаттл». Сто-
имость возвращаемых элементов равна —200 млн.
долл. 1980 г. На рис. 18 показаны ЖРД SSME,
отделяемые на орбите от МПН для возвращения
на Землю в грузовом отсеке ВКС (рис. 19), куда
они устанавливаются с помощью дистанционно-уп-
равляемого манипулятора.
Рис. 19. Размещение в грузовом отсеке ЖРД SSME,
модулей систем реактивного управления и орбиталь-
ного маневрирования, а также блоков электронного
оборудования для возвращения на Землю
9
Таблица 7
Характеристики ЖРД, работающих на кислороде и углеводородном горючем
Окислитель и горючее	Хлад- агент	Дожигание продуктов газогенерации	Избыточ- ный ком- понент перед ТНА	Соотно- шение окисли- тель/ топливо	Давле- ние в камере сгора- ния, кгс/см2	Удельный импульс, с		Степень расши- рения сопла	Вес при тяге на уровне моря 272 тс, кгс
						в пустоте	на уровне моря		
О2 + RP-1	О2	Без дожигания	Горючее	2,33	211	331,6	294,6	41,2	2120
O2 + JP-7	JP-7	То же	»	2,33	211	330,1	293,1	41,3	2100
О2 + JP-7	JP-7	С дожиганием	Окислитель	2,8	211	349,4	312,2	41,3	2515
O3 + RP-1/H2	н2	Без дожигания	Горючее	2,68*	351	354,9	321,1	61,7	2510
о2 + сн4	СН4	То же		2,88	281	346,8	309,3	53,2	2330
О2 + сн4	сн4	С дожиганием	»	3,5	211	358,5	319,4	42,2	2650
О2 + С3Н8	С3н8	Без дожигания	»	2,5	281	342,5	305,9	52,4	2220
Оз Н- С3Н8	С3н8	То же		2,56	281	343,8	307,3	52,4	2150
(переохлажденное)					211	356,5	317,9	41,7	2420
о2 + С3Н8	с3н8	С дожиганием	я	3,1					
Оз + С3Н8 (переохлажденное)	С3н8	То же		3,1	211	355,6	317,1	41,7	2300
О2 + С3Н8/Н2 (переохлажденное)	н2	Без дожигания	-	2,95**	351	361,4	326,1	61,9	2430
* 5,6%H2+94,4%RP-1.
** 6,3%Н2+93,7°/оС3Н8.
табл. 7. Каждый ускоритель имел четыре ЖРД.
Анализ показал, что применение метана и пропана
в ЖРД без дожигания продуктов газогенерации
обеспечивает наибольшее снижение стоимости
воздушно-космических транспортных аппаратов в
период 1985—2000 гг. Требования и планы грузо-
вых перевозок Земля — Космос диктуют создание
вариантов МВКА «Спейс Шаттл» с повышенными
785/Z7
192Ц53

/—эксплуатация новых МВКА; 2—эксплуатация МВКА «Спейс ’Шаттл»; 3—производство
новых МВКА; 4—производство МВКА «Спейс Шатлл»; 5—разработка, испытания и оценка
Рис. 20. Стоимость жизненного цикла МВКА «Спейс Шаттл», «Класс II» и
«Класс III» с ускорителями, работающими на жидком водороде или пропане.
Цифры внизу показывают число полетов МВКА «Спейс Шаттл» (числитель) и
его вариантов (знаменатель)
жизненного цикла МВКА «Класс II» и «Класс III»
(рис. 20).
Таким образом, совместное использование МВКА
«Спейс Шаттл» и «Класс I» приведет к значитель-
ному снижению стоимости жизненного цикла парка
возможностями («Класс I» и «Класс III»), При со-
здании перспективных МВКА целесообразно ис-
пользовать новейшие технические достижения. Воз-
можная эволюция системы «Спейс Шаттл» показа-
на на рис. 21.
10
Беспилотный^ модуль
полезной нагрузки
Сохраняемые ускорители с ЖРД
„Класс IH
(конец (9К0-х годов)
Класс Ш ”	„Класс # ”
(середина (990-х годов)
Рис. 21. Возможная эволюция МВКА «Спейс Шаттл»
Референты В. П. Плохих, Ю. В. Ширанов.
УДК 629.784
ОЦЕНКА ХАРАКТЕРИСТИК МНОГОРАЗОВОГО ВОЗДУШНО-
КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ПВРД ДЛЯ РАЗГОНА В АТМОСФЕРЕ*
Многоразовый воздушно-космический аппарат
(МВКА) «Спейс Шаттл» имеет крылатую орбиталь-
ную ступень, рассчитанную на скоростной напор и
тепловые нагрузки при спуске с орбиты. Однако аэ-
родинамическая подъемная сила аппарата может
использоваться и при выведении на орбиту. В этом
случае почти весь разгон перспективного воздушно-
космического аппарата будет проводиться в на-
правлении, необходимом для выхода на околозем-
ную орбиту, т. е. в горизонтальном направлении.
При разгоне МВКА «Спейс Шаттл» его ракет-
ные двигатели потребляют около 1150 т кислорода.
Примерно 608 т кислорода находится во внешнем
топливном баке в жидком виде, а остальной окис-
литель содержится в двух РДТТ. Этим кислородом
МВКА заправляется перед каждым полетом на ор-
биту. Топливный бак не сохраняется, РДТТ прихо-
дится восстанавливать после приводнения на пара-
шютах и заново заправлять горючим составом.
Известно, что ракетные двигатели неэффективны
при малых скоростях полета. Поскольку около 20%
земной атмосферы составляет кислород, размеще-
ние и разгон большей части кислорода на воздуш-
но-космическом аппарате не являются необходи-
мыми. При стартовом разгоне можно использовать
пневматическую систему. Разработан проект та-
кой наклонной установки, предназначенной для
*L a n t z Е. Characteristics of a scramjet orbiter.
IAF-81-5. International Astronautical Federation XXXII
Congress, Rome, Italy, September 6—12, 1981.
разгона аппарата до скорости 0,4 км/с на высоте
300 м.
Весьма перспективным представляется МВКА,
разгон которого осуществляется в основном в ат-
мосфере с помощью ПВРД (лишь на конечном
этапе выхода на орбиту используются ЖРД).
Показано, что жидкий водород — наиболее под-
ходящее топливо для таких аппаратов. Однако
жидкий водород имеет малую плотность и для его
размещения потребуются большие топливные баки.
Возникает проблема аэродинамического нагрева
этих баков, кроме того, дозвуковое горение топлива
в ПВРД при скоростях полета до 2 км/с более
эффективно. Поэтому орбитальную ступень с
ПВРДсг (ПВРД со сверхзвуковой скоростью пото-
ка в камере сгорания, или ПВРД со сверхзвуковым
горением) целесообразно оснастить двумя самоле-
тами-разгонщиками с ПВРД, по одному под каж-
дым крылом, которые будут разгонять ее до скорос-
ти 2 км/с.
Потребная суммарная тяга самолетов-разгон-
щиков зависит от взлетной массы МВКА. Расчеты
показывают, что максимальная взлетная масса
МВКА после старта с разгонной установки соста-
вит 985 000 кг. Согласно оценкам, сила тяги, требуе-
мая для обеспечения полета МВКА такой массы
при скорости 0,4 км/с (М=1,2) и угле атаки 20°
составляет 2123,66 кН. Для разгона с осевой пере-
грузкой 0,14 требуется дополнительно тяга
1351,42 кН. Таким образом, полная тяга двух само-
летов-разгонщиков оценивается в 3475 кН.
11
Для расчета массы ПВРД с такой тягой прини-
малось, что при числе М=1,2 отношение тяги к
массе составит -~10 Н/кг, причем учитывается
масса всех компонентов, необходимых для получе-
ния тяги, включая гондолы. Аэродинамический на-
грев делает изолированные гондолы непрактичными,
поэтому ПВРД составляют единое целое с нижней
поверхностью крыла. При использовании жидково-
дородного топлива все высокотемпературные части
должны регенеративно охлаждаться. Предусматри-
вается использование сравнительно простой, но эф-
фективной камеры сгорания. С этими усовершенст-
вованиями считается возможным обеспечить
ПВРД, рассчитанному на скорости полета от 0,4
до 2,0 км/с, массу —17,7 т.
Чтобы поддержать постоянство тяги ПВРД при
наборе высоты, скорость полета должна увеличи-
ваться для компенсации уменьшения плотности
воздуха, т. е. скоростной напор должен поддержи-
ваться постоянным. При начальной скорости
0,4 км/с на высоте 300 м номинальное значение
скоростного напора составляет 96 кН/м2. С точки
зрения аэродинамического нагрева эта величина
велика при длительном разгоне. Для обеспечения
избытка тяги в начале разгона ПВРД рассчитан
на скорость 0,4 км/с и высоту 5 км. В этих усло-
виях скоростной напор составляет 57,5 кН/м2, и
потребная площадь входного сечения воздухозабор-
ника составляет 28,3 -м2.
Как показано на рис. 1, экстраполируя расчет-
ную кривую величины удельного импульса ПВРД
в область малых скоростей полета вплоть до ско-
рости 0,4 км/с, можно получить среднее значение
удельного импульса водородного ПВРД в диапазо-
не скоростей 0,4—2,0 км/с, равное 3800 с. При сред-
ней осевой перегрузке 0,14 приращение скорости
1,6 км/с потребует 19,4 мин полета. Из этого сле-
дует, что каждому из разгонщиков потребуется
54,470 т водорода. В момент отделения раз-гонщи-
ков аппарат удалится от места старта на расстоя-
ние 1400 км, поэтому потребуется дополнительный
запас водорода для обратного полета разгонщиков.
В результате полная масса водорода на каждом из
разгонщиков составит 73,444 т. Для его размещения
потребуются баки объемом 1050 м3.
Водород можно разместить в двух цилиндриче-
Рис. 1. Удельный импульс ПВРД и ЖРД в зависимости
от скорости полета (горючее для обоих двигателей Н2,
окислитель ЖРД — О2)
ских фюзеляжных баках один под другим. Такое
расположение увеличило бы продольную жесткость
и сократило площадь нижней поверхности, воспри-
нимающей значительную долю тепловой нагрузки.
Это выгодно и с точки зрения конфигурации сверх-
звукового аппарата.
При среднем диаметре бака —4,3 м его длина
составит 36,2 м. Схематическое изображение раз-
гонщика представлено на рис. 2 (не показано из-
менение площадей поперечных сечений в соответ-
ствии с правилом площадей).
В NASA разработана вычислительная програм-
ма WAATS, позволяющая рассчитывать на ЭВМ
весовые характеристики перспективных транспорт-
ных аппаратов. В программе используются соотно-
шения и константы, перечисленные в табл. 1.
В табл. 1 и ниже использованы следующие
обозначения: SKp — омываемая площадь крыла;
SkP — теоретическая полная площадь крыла;
50М —омываемая площадь поверхности аппарата;
5ф — омываемая площадь поверхности фюзеля-
жа; /кр — размах крыла; ймакс и ЬСр — максималь-
ная и средняя хорды крыла; /ф, и Ьф—длина,
средние высота и ширина фюзеляжа; г — отно-
шение максимальной толщины крыла к его раз-
маху; ток и т[Ор— массы окислителя и горю-
чего; рок и ргор — плотность окислителя и горю-
чего; тпос — посадочная масса аппарата; тпуС[ —
вес пустого аппарата; — расчетная перегрузка;
q — скоростной напор.
Для расчета масс компонентов разгонщика
использовались следующие данные:
/ф = 50 м; Аф=10 м; &с₽ = 5 м; 5ф=1285 м2;
/кр = 27,8 м; /консоли == И ,4 м, />кр:—-190 м , *SKp =
= 132 м2; 6макс=Н,6 м; Ьср = 5,8 м; г = 0,15;
Ярам = 3,6; SOM= 1635 м2; ?макс = 96 кН/м2.
Расчеты по программе WAATS дали сле-
дующие результаты.
Массы компонентов самолета-разгонщика
(В кг) (принято «пос = «пуст)
Двигатели	(ПВРД))...................... 17	700
Крыло................................... 3	000
Оперение................................... 50
Фюзеляж................................. 9	300
Узлы крепления	двигателей............... 2	660
Рис. 2. Схема самолета-разгонщика с ПВРД
12
Таблица 1
Соотношения и константы для расчета массы компонентов аппарата
Элемент	Соотношение или постоянная	Единицы измерения
Крыло	/ Щпос Щ, SKp \0.584	[ОТпосЬ кг; [SKp], м2
		
Хвостовое оперение	1,21(0,15S’p)1-1, кг	
Фюзеляж	/ /,	\0.15 0,523	«у	<7°-16S’-05, кг \Лф	/	*	[Д, Па; [7ф], м;
		[5ф], №; [Аф], м
Двигатель	0,015-j-, кг	[7], Н; [£], м/с2
Бак для кислорода	/ток\0-843 27,0	, кг \ Рок /	[ток], кг; [рок]. кг/м3
Бак для водорода	/Игор'Л7!® 32,3 —Ч	, кг \Ргор /	[тгор], кг; [рГОр], кг/м3
Теплозащита	7,81 Som> кг	[Som], м2
Шасси	0,00676/и^с24, кг	[МпосЬ КГ
Вспомогательная силовая установка	0,01375/пПуСТ, кг	l^nycrl. КГ
Источники питания	1774, кг	
Преобразователи и рас- пределители электропи- тания	0,135 <y7c2T13 Z"'3606	(«пустЬ кг; [7ф], м
Баки для жидкого водорода................ 8	140
Система теплозащиты..................... 12	770
Шасси.................................... 1	590
Источники электропитания ................ 1	774
Преобразователи и распределители элект-
ропитания .............................. 1	550
Посадочная масса....................... 58	534
Масса водорода......................... 73	444
Максимальная взлетная масса............131	978
При полете по траектории разгона со средней
касательной перегрузкой, ускорением 0,14 и посто-
янным скоростным напором 57,5 кН/м2, начиная с
высоты 5 км, скорость 2,0 км/с будет достигнута на
высоте 27 км. В этой точке траектории, удаленной
от места старта на 1400 км, самолеты-раэгонщики
отделятся от орбитальной ступени. При возвраще-
нии разгонщиков к месту старта их посадочная
масса составит 58 500 кг.
Масса МВКА при старте составит 985 000 кг, а
масса орбитальной ступени в момент отделения раз-
гонщиков будет равна 721 000 кг.
Значительная часть массы орбитальной ступени
приходится на долю ПВРДсг. Поэтому важно сок-
ратить до минимума потребную тягу, уменьшая
лобовое сопротивление орбитальной ступени. Рас-
четы коэффициентов сопротивления и подъемной
силы для характерного гиперзвукового аппарата
показывают, что при скорости от 2 до 10 км/с ми-
нимальное отношение лобового сопротивления к
подъемной силе, равное 0,23, достигается при угле
атаки 5°. Тяга ПВРДсг должна быть направлена
при этом угле атаки по касательной к требуемой
траектории. В этих условиях потребуется тяга
1 625 000 Н. Для сокращения времени разгона же-
лательно обеспечить касательную перегрузку
~0,2; если пренебречь наклоном траектории, по-
требная дополнительная сила тяги при этом будет
равна 1413 000 Н. Таким образом, полная потреб-
ная тяга ПВРДсг составит 3 038 000 Н при скорост-
ном напоре 57,5 кН/м2 на высоте 27 км.
Согласно выполненным исследованиям, при
скоростном напоре 57,5 кН/м2 возможно получить
отношение тяги к массе двигателей ~46 Н/кг, по-
этому масса двигателей будет равна 67,400 т; по-
требная площадь входного сечения воздухозабор-
ника составит i~52,9 м2. При высоте воздухоза-
борника 1,5 м его ширина будет 35,2 м. Длина
ПВРДсг равна 7,2 м, а длина сопловой части дви-
гателя (объединенной с хвостовой частью поверх-
ности крыла) будет не менее 6,0 м.
Для разгона до скорости 7,8 км/с на высоте
56 км потребуется 350 085 кг водорода (табл. 2 и
3). В этой точке включаются ракетные двигатели.
Для достижения орбиты высотой 161 км потребует-
ся приращение скорости 1,41 км/с. При удельном
Таблица 2
Параметры траектории полета орбитальной ступени
при разгоне с помощью ПВРДсг
Высота, км	Начальная скорость участка разгона, км/с	Конечная скорость, км/с	Потребная тяга, Н	Скоростной напор, кН/м2
27	2,0	з.з	3 038 000	57,5
34	3,3	4,0	2 480 100	46,9
37	4,0	5,0	2219817	42,0
42,5	5,0	6,0	1 812 623	34,3
47	6,0	7,0	1 405 367	26,6
52,5	7,0	7,8	1 027 970	19,5
56	7,8		756 253	14,3
3-,ТИ“ № 13-14
13
Таблица 3
Расход жидкого водорода при разгоне орбитальной
ступени с помощью ПВРДсг
Началь- ная ско- рость участка разгона, км|с	Потребная тяга, Н	Секундный расход, кг/с	Время, с	Расход во- дорода, кг	Масса ор- битальной ступени, кг
2,0	3 038 000	111	663	73 593	721 000 647 407
3,3	2 480 100	100	357	39321	608 086
4,0	2219817	119	510	60 863	547 223
5.0	1 812 623	132	510	67 448	479 775
6,0	1 405 367	120	510	61 200	418 575
7,0	1 027 970	117	408	47 660	370 915
7,8	756 253			350 085	
импульсе ЖРД 455 с потребуется 14 600 кг водо-
рода и 86 000 кг кислорода. С учетом некоторого за-
паса топлива на испарительные потери масса ор-
битальной ступени на орбите высотой 161 км со-
ставит около 255 000 кг. Всего для вывода на ор-
биту требуется 385 000 кг водорода и 86 000 кг кис-
лорода. Соответствующие объемы водорода и кис-
лорода составят 5496 м3 и 72 м3.
Если использовать два таких же фюзеляжных
бака, как и на самолете-разгонщике, но большего
диаметра (7 м), можно разместить по 38,5 м3 во-
дорода на метр длины бака. Фактический диаметр
баков будет изменяться по длине в соответствии со
сверхзвуковым правилом площадей сверхзвуковой
аэродинамики. Если Зарезервировать для полезной
нагрузки 22 м в верхней части фюзеляжа, баки
объемом 4697 м3 разместятся в фюзеляже. В крыле
останется разместить бак объемом 861 м3.
Орбитальная ступень имеет следующие гео-
метрические характеристики:
/ф = 90 м; йф=15 м; b,tl = 7,5 м; 5ф= 3471 м2;
ZKp = 45 м; &макс = 38,4 м; Ьср = 19,2 м; SKp=721 м2;
5'*р = 1010 м2; г = 0,10; «у = 3,6; 50М = 4963 м2.
Из условия сохранения касательной перегрузки
0,2 после выключения ПВРДсг следует, что ЖРД
должны иметь начальную тягу 756 253 Н. Если у
них будет такое же отношение тяги к весу, как у
ЖРД SSM.E МВКА «Спейс Шаттл», то их масса
составит 950 кг. ЖРД можно будет разместить
в пространстве между полусферическими днищами
баков в хвостовой части фюзеляжа.
Расчеты по программе WAATS дали следующие
значения масс основных компонентов орбитальной
ступени (в кг):
ПВРДсг................................ 67	400
ЖРД...................................... 950
Крыло................................. 22	254
Оперение................................. 303
Фюзеляж................................27	121
Узлы крепления двигателей.............. 4	650
Бак для жидкого	кислорода............... 993
Баки для жидкого водорода............. 30	333
Система теплозащиты................... 38	761
Шасси.................................. 6	941
Вспомогательная силовая установка ....	3	506
Источник энергопитания................. 1	724
Преобразователи и распределители элект-
ропитания .............................. 5	429
Резерв................................ 12	581
Посадочная масса..................... 223	000
Масса на орбите...................... 255	000
Полезная нагрузка на орбите высотой
161 км................................. 32	000
Другое оборудование многократного использо-
вания (для стыковки на орбите или для обеспече-
ния длительного полета) будет храниться на орби-
тальной станции и использоваться в случае необхо-
димости.
Референты В. П. Плохих, В. В. Скипенко.
УДК 629.784(73)
ПЛАНЫ РАЗВИТИЯ КОСМИЧЕСКОЙ
ТРАНСПОРТНОЙ СИСТЕМЫ США*
Многоразовый воздушно-космический аппарат
(МВКА) «Спейс Шаттл» должен не только обеспе-
чить более экономичную доставку грузов на около-
земную орбиту (по сравнению с ракетами-носите-
лями однократного использования), но и возвра-
щение на Землю космических объектов, проверку
и техническое обслуживание спутников. Однако ог-
раниченный парк этих аппаратов (заказано четы-
ре воздушно-космических самолета — ВКС системы
«Спейс Шаттл», возможна постройка пятого) по-
требует уменьшения среднего времени орбитального
полета для интенсификации эксплуатации ВКС и
соответствующего снижения стоимости каждого
* В ekey I. The potential evolution of the space transpor-
tation system.
IAF-81-7. International Astronautical Federation XXXII
Congress, Rome, Italy, September 6—12, 1981.
запуска. Возникает необходимость либо увеличения
парка ВКС, либо дальнейшего развития и расшире-
ния возможностей космической транспортной сис-
темы в целом в соответствии с запланированной
космической программой США.
МВКА «Спейс Шаттл» разработан на основе
определенных требований: продолжительность ор-
битального полета до 7 суток; располагаемая мощ-
ность для питания выводимых объектов 7 кВт; вы-
вод из грузового отсека или установка в него по-
лезных нагрузок в основном в виде «цельных» объ-
ектов; постройка и эксплуатация 4—5 ВКС; приме-
нение межорбитальных аппаратов (буксиров) для
выведения объектов весом до 5000 кгс на геоста-
ционарную орбиту.
В будущем возможности МВКА «Спейс Шаттл»
не будут отвечать ряду требований перспективных
14
космических программ. Поэтому необходимо рас-
ширение возможностей МВКА, в том числе его
функций «космического аппарата», а не только но-
сителя.
Главная цель космической программы США со-
стоит в организации к концу текущего столетия по-
стоянных орбитальных баз для начала широкого
использования космического пространства. Сначала
должны быть созданы базы на низких околоземных
орбитах (к 1990 г.), а затем — на геостационарных
орбитах (к 2000 г.).
Требуемая эволюция космической транспортной
системы иллюстрируется схемой на рис. 1. Исход-
ный МВКА «Спейс Шаттл» совершенствуется и мо-
дифицируется для создания постоянных баз в кос-
мосе. Этот процесс преследует четыре основные
цели: (1) экономичное обеспечение продолжитель-
ного функционирования выведенных в космос объ-
ектов; (2) разработка средств для строительства
космических объектов и их ремонта; (3) операции
с постоянных космических баз с экипажем; (4) сни-
жение стоимости транспортировки грузов.
Первая цель требует объединения выведенных
на орбиту объектов в комплексы, стандартизации
орбит, обеспечения возможности замены объектов.
Эта цель может быть достигнута созданием бес-
пилотных космических платформ для размещения
и обеспечения функционирования нескольких объек-
тов.
Обслуживание и строительство в космосе тре-
буют разработки космических объектов в расчете
на такое обслуживание, создания специальных те-
леуправляемых приспособлений причаливания и
стыковки, технологического оборудования для стро-
тельных работ, в том числе для сборки больших
конструкций, и специального оборудования для тех-
нического обслуживания.
Создание долговременных орбитальных баз
(станций) потребует разработки обитаемых блоков
LpliJ'-ttuPi’UH
характеристик
ьСлейс Шаттл'
увеличение парка
бволюция
возможностей
солее экономичное
обеспечение фун-
кционирования кос-
мических объектов
(объединение на
платформах)
Операции с постотЙГЛ
ных космических стад-
ий с экипажем 1
Обеспечение постоянного
присутствия в космосе
оля осуществления круп-
ных программ
Возможность стро-
ительства и ре-
монта в космосе
Значительное сни-
жение стоимости
транс лор тиров ни
грузов
Рис. 1. Эволюция возможностей МВКА «Спейс Шаттл»
с системой жизнеобеспечения замкнутого цикла и
системой энергоснабжения. Кроме того, необходи-
мы сооружения (для космического производства и
исследований, склады, ангары и т. д.) гораздо боль-
ших размеров и более сложные, чем создававшиеся
до сих пор.
Для удешевления транспортировки грузов тре-
буется создание межорбитальных буксиров много-
разового использования и космического базирова-
ния для доставки объектов на геоцентрическую ор-
биту, что расширит возможность МВКА «Спейс
Шаттл»; организация «местных» транспортных
средств для эффективной доставки спутников и
грузов к ВКС и от него; разработка беспилотных
носителей большой грузоподъемности для дос-
тавки, например, топлива.
Перечисленные цели определили предлагаемый
план эволюции космической транспортной системы,
представленной на рис. 2. В конце 1980-х годов
1381)	1985	1990	1993 Гобы УООО
. |__________________________|_______________________—I—__________________________I----------------------------L—
ObcpynuBaiouj,ue
орбитальные
системы
а____
Ус тронет На
погрузки и
разгрузки
Устройства
при чалива/шя
и стыковки
Мт амати чески о
станции
обслуживания
Пилотируемые
с тануии
обслуживания
Уговори! енет Кован-
ные транспортные
Системы
телеуправления
и маневрирования
Метрбигоальные
буксиры
многократного
использования
Варианты
МВКЛ
Упейс Шаттл'1
Капсула с окт
пажем бля меж-
орбитального
буксира
системы
Рис. 2. План развития космической транспортной системы
15
1990	199b	Годы 200П
Рис. 3. Функции космических станций
возможно создание беспилотных орбитальных плат-
форм; повышение их функциональных возможнос-
тей или увеличение парка обеспечит вместе с ис-
пользованием МВКА «Спейс Шаттл» исследователь-
ские и экспериментальные работы на низкой орби-
те. Опыт эксплуатации космических платформ поз-
волит создать примерно- в 1990 г. пилотируемую ор-
битальную станцию на низкой орбите. С помощью
этой станции и беспилотных платформ десятью го-
дами позже может быть создана геостационарная
станция с постоянным или временным экипажем.
Возможность создания и работа орбитальных
платформ и станции будет Обеспечена обслужива-
ющими (сервисными) и усовершенствованными
транспортными системами.
Среди последних важную роль должны играть
аппараты на основе МВКА «Спейс Шаттл» и кап-
сулы для доставки экипажей на геостационарную
станцию и возвращение их на низкую орбиту.
Назначение космических платформ без экипажа
состоит в обеспечении долговременного функцио-
нирования сгруппированных на них космических
объектов (электропитание, кондиционирование,
связь, ориентация и т. д.). Обслуживание платфор-
мы будет осуществляться с помощью МВКА «Спейс
Шаттл» с интервалом от трех до шести месяцев.
Платформы должны иметь узлы для крепления
поддонов (типа разработанных для космической
лаборатории «Спейслэб»). Узлы допускают поворот
поддонов, на каждом из которых установлены при-
боры и оборудование для соответствующего экспе-
римента.
Мощность системы энергопитания платформы
может возрастать для обеспечения более энергоем-
ких объектов, число платформ можно увеличивать
в соответствии с требованиями космической про-
граммы. Семейство платформ на орбите исключит
необходимость в продолжительных полетах МВКА
«Спейс Шаттл».
Платформа для геостационарной орбиты также
должна быть многоцелевой и иметь мощную систе-
му энергопитания. Основной нагрузкой такой плат-
формы будут средства связи с их многочисленны-
ми антеннами, разнесенными на ферменных балках.
Такия система обеспечит значительную экономию
по сравнению с несколькими независимыми спут-
никами. Такие платформы могут обслуживаться с
помощью беспилотных телеуправляемых аппаратов
и допускают установку новой аппаратуры.
Функции постоянных космических станций весь-
ма широки и охватывают как научные исследования,
так и производственные процессы (рис. 3). Их пер-
выми операциями могут быть размещение спутни-
ков на орбите и принятие их на борт, их обслужи-
вание и ремонт. Затем может быть организовано
хранение топлива и запасных частей, базирование
аппаратов для обслуживания геостационарных объ-
ектов. Позже станции будут использоваться для
создания больших космических конструкций.
Пилотируемая станция может быть создана на
основе беспилотной добавлением модуля с экипа-
жем (типа лаборатории «Спейслэб») и необходи-
мых служебных модулей. Такая станция может ис-
пользоваться для отработки задач, возлагаемых на
более сложную космическую станцию. Она может
включать центральный энергетический и служеб-
ный модуль будущего космического комплекса.
Другой возможный путь состоит в создании
16
Низкие
орбиты
Рис. 4. Планы разработки космических транспортных аппаратов
станции новой конструкции, ориентированной на
обеспечение космических операций. Такой «служеб-
ный космический центр» может состоять из пол-
ностью дублированных элементов (модулей экипа-
жа, туннелей снабжения ,и т. д.) для повышения
надежности и безопасности без использования
средств аварийного покидания станции. Преду-
смотрены ангар для размещения и обслуживания
межорбитального буксира, подвижный кран для
строительных и сборочных операций, а также для
извлечения модулей снабжения из грузового отсе-
ка ВКС системы «Спейс Шаттл» и перемещение их
к стыковочным узлам. Такой космический центр
может строиться в несколько этапов с помощью
модульных строительных блоков различных типов.
Выбор одного из рассмотренных путей создания
космических станций определится на основе анали-
за и опыта созданных экспериментальных образцов.
Эксплуатация беспилотных космических плат-
форм и пилотируемых станций требует организа-
ции обслуживания и транспортировки. Задачи об-
служивания состоят в следующем: размещение
спутника на орбите и принятие его на борт ВКС,
техническое обслуживание и ремонт с помощью
телеуправляемых средств. Эти операции могут осу-
ществляться как с борта системы «Спейс Шаттл»
или близи ВКС, так и на значительном удалении
от него.
Одним из компонентов сервисной системы, ко-
торые необходимо разработать в первую очередь,
является рабочая платформа космонавта для обслу-
живания спутника, состыкованного с ВКС. Эта
платформа, закрепленная на конце дистанционно
управляемого манипулятора ВКС, оснащена освети-
тельным устройством, инструментом, органами уп-
равления. Другим компонентом сервисной системы
является маневренный аппарат с устройствами при-
чаливания и стыковки, управляемый с ВКС или с
Земли. Этот аппарат способен извлечь спутник из
грузового отсека ВКС или установить его в отсеке.
Управление может осуществляться на расстоянии
тысяч километров.
Сервисная система должна обеспечивать сборку,
размещение на орбите и контроль движения боль-
ших космических конструкций. Предлагается план
постройки все усложняющихся образцов космиче-
ских конструкций, начиная с отдельных элементов
(1983 г.), переходя к длинным балкам и кончая
сложной антенной конструкцией и крупной косми-
ческой платформой (1986—1987 гг.). Предстоит
изучить динамические характеристики этих упру-
гих конструкций и их взаимодействие с реактивной
системой управления ВКС. Космическая платфор-
ма должна иметь р а определенную адаптивную сис-
тему управления геометрией конструкции, учиты-
вающую ее нежесткость. Эти работы могут к 1990 г.
дать ценный опыт использования больших упругих
конструкций.
Последним пунктом эволюционного плана яв-
ляется разработка усовершенствованных транспорт-
ных космических аппаратов. На рис. 4 вверху по-
казаны этапы повышения возможностей МВКА
«Спейс Шаттл» и создание его вариантов большей
грузоподъемности и с увеличенными размерами гру-
зового отсека. Для межорбитальных перелетов мо-
гут использоваться улучшенные варианты межор-
битальных буксиров IUS, SSUS и «Центавр» для
доставки полезной нагрузки весом 5000 кгс на гео-
стационарную орбиту. Затем предлагается разра-
ботать аппарат SEPS (Solar Electric Propulsion
Stage), способный достичь больших скоростей, тре-
буемых для выполнения наиболее сложных зада-
ний при исследовании солнечной системы. В ко-
нечном счете должны быть созданы межорбиталь-
ные аппараты многоразового использования, воз-
можно, путем увеличения их габаритов и повыше-
ния грузоподъемности. Необходимо также исполь-
зовать аэродинамическое торможение на участке
возвращения аппарата с геосинхронной орбиты для
17
19В0	1990	Годы	rof/U
Рис. 5. Развитие космической транспортной системы для
обеспечения постоянного присутствия в Космосе
уменьшения потребного запаса топлива. Такой ап-
парат впоследствии может быть оснащен капсулой
для размещения экипажа.
Исходный аппарат OTV1 с ЖРД типа RL-10 бу-
дет способен только, доставлять грузы на геосин-
хронную орбиту (обратный полет — без груза, с
использованием торможения в атмосфере Земли).
Вес полезной нагрузки 5000 кгс, а если не требует-
ся возвращения аппарата — 7700 кгс. На низкую
орбиту аппарат и его полезная нагрузка доставля-
ются с помощью варианта МВКА «Спейс Шаттл» в
одном полете. Новый аппарат OTV2 с исходным
двигателем должен иметь топливные баки увели-
ченного объема и более эффективные воздушные
тормоза. Доставка аппарата, его топлива и груза
на низкую орбиту может быть осуществлена за два
полета усовершенствованного МВКА «Спейс
Шаттл» или за один полет его беспилотного гру-
зового варианта. Аппарат может базироваться на
космической станции. Вес полезной нагрузки при
доставке на геосинхронную орбиту равен 6350 кгс,
при возвращении с нее — 7250 кгс, при полете
«туда — обратно» — 3630 кгс. Если возвращения на
низкую орбиту не требуется, вес полезной нагруз-
ки достигает 12 250 кгс.
Аппарат OTV 3 с капсулой экипажа рассчитан
на полет двух человек на геосинхронную орбиту и
возвращение их на низкую орбиту. Аппарат до-
ставляется на низкую орбиту с помощью усовер-
шенствованного МВКА «Спейс Шаттл» за два по-
лета и может базироваться на космической стан-
ции. Вес полезной нагрузки (капсула с экипажем)
достигает 4500—5000 кгс, дополнительные грузы
весом 450—900 кгс потребуют дальнейшего совер-
шенствования аппарата OTV 3.
Увеличение грузоподъемности МВКА «Спейс
Шаттл» может быть начато установкой на хвосто-
вой части внешнего топливного бака дополнитель-
ного грузового отсека (см. «ТИ» № 19, 1981), объем
которого будет почти равен объему грузовой каби-
ны ВКС. Дополнительный отсек может использо-
ваться, например, для перевозки радиоактивных от-
ходов или токсичных материалов.
На беспилотных грузовых вариантах МВКА
«Спейс Шаттл» будут применяться многие компо-
ненты конструкции и системы исходного аппарата.
Внешний топливный бак сохранен полностью, хвос-
товая часть ВКС с силовой установкой выполняет-
ся в виде единого модуля, рассчитанного на вход в
атмосферу, посадку и повторное использование.
Разгонные РДТТ могут быть заменены ускорителя-
ми на ЖРД. Вес выводимой на низкую орбиту по-
лезной нагрузки будет близок к 100 000 кгс. Со-
здание такого аппарата представляется наиболее
вероятным путем расширения возможностей косми-
ческой транспортной системы.
Общий план эволюции космической транспорт-
ной системы в текущем столетии представлен на
рис. 5.
Референт Ю. Я. Шилов.
18
УДК 629.784
НОВАЯ КОНЦЕПЦИЯ ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКОГО САМОЛЕТА
ДЛЯ ВЫСОКООРБИТАЛЬНЫХ ТРАНСПОРТНЫХ ОПЕРАЦИЙ*
Настоящая работа посвящена анализу возмож-
ности создания многоразового транспортного воз-
душно-космического самолета (ВКС), которыймо-
жет выводиться на геостационарную орбиту и осу-
ществлять с нее прямой вход в атмосферу Земли
и горизонтальную посадку. Аппарат обладает вы-
соким аэродинамическим качеством и имеет двух-
топливные ЖРД с раздвижным соплом. Получен-
ные результаты показывают, что существующий
или достижимый в ближайшие годы уровень тех-
ники позволяет разработать опытный образец та-
кого аппарата, пилотируемого или беспилотного,
стартующего с Земли или с дозвукового самолета
класса Локхид С-5 или Боинг 747. При старте с
самолета-носителя ВКС может совершать полеты
между Землей и низкими околоземными орбитами
с полезной нагрузкой (не считая экипаж и снаря-
жение) ~2700—4100 кгс. При дозаправке на низ-
кой орбите с помощью многоразового воздушно-
космического аппарата (МВКА) «Спейс Шаттл»
этот аппарат может действовать между Землей
и низкими или высокими орбитами с полезной на-
грузкой 4100—7300 кгс.
Разработка концепции. Существуют различные
концепции аппаратов, способных достигать высо-
ких орбит. Особый интерес представляет крыла-
тый аппарат с высоким аэродинамическим качест-
вом, оснащенный химическими ЖРД с большим
удельным импульсом и способный совершать пря-
мой вход в атмосферу и горизонтальную посадку
на Землю. Возможно применение крыла изменяе-
мой геометрии или крыла-парашюта, однако это
сопряжено с большими техническими сложностя-
ми и опасностью при входе в атмосферу со сверх-
круговой скоростью, поэтому такие аппараты не
рассматривались.
Проведенные ранее исследования (Солкелд,
1970 г.) навели на мысль о некоторых выгодах
прямого входа в атмосферу при возвращении с
высоких орбит вместо торможения для перехода
на низкую околоземную орбиту. Было также пока-
зано, что на таком аппарате все ЖРД можно раз-
местить на его повторно используемой части (Сол-
келд, 1969 г.).
Впоследствии была разработана концепция ле-
тательного аппарата для высоких орбит и с пря-
мым входом в атмосферу, способного нести часть
потребного топлива во внешних несохраняемых ба-
ках и доставляемого на низкую околоземную ор-
биту с помощью вертикально стартующего мно-
горазового носителя типа МВКА «Спейс Шаттл».
Идея запуска аппарата с внешними сбрасывае-
мыми баками на низкую орбиту с дозвукового са-
молета-носителя рассматривалась в ряде не-
опубликованных работ в 1966 г. (Солкелд, Скуль-
ский, Вольф, Ламорт, Кокран). Эта концепция бы-
* 1. Beichel R., Salkeld R., Skulsky R. New
concept for far-orbit transportation.
Preprint IAF-80 F243.
2. S a 1 k e 1 d R., Skulsky R. Geosynchronous shuttle
for direct ascent from earth and direct return to earth.
Preprint IAF-81-17.
ла впоследствии усовершенствована: благодаря
улучшенной силовой установке появилась возмож-
ность одноступенчатого выведения на низкую око-
лоземную орбиту без сброса внешних топливных
баков (Солкелд, 1974 г., Солкелд и Скульский,
1974 г., Солкелд, 1976 г.).
Концепции воздушного старта с дозвукового
самолета-носителя (Солкелд, Скульский и др.,
1966 г.) и аппарата для высоких орбит с прямым
входом в атмосферу при возвращении могут быть
объединены следующим образом. Аппарат с внеш-
ними баками запускается на низкую орбиту с до-
звукового самолета-носителя (например, с само-
лета С-5) и заправляется с помощью усовершен-
ствованного МВКА «Спейс Шаттл», способного
вывести на орбиту 50 тс кислорода и водорода.
Затем аппарат, запущенный с самолета-носителя,
может перейти на геостационарную орбиту, вы-
полнить задание, сбросить внешние баки, и затем,
сойдя с орбиты, совершить вход в атмосферу со
сверхкруговой скоростью и аэродинамический ма-
невр для горизонтальной посадки на посадочную
полосу (рис. 1).
Подобный аппарат в принципе отвечает таким
требованиям, как быстрое реагирование, универ-
сальность и экономичность при выполнении опе-
раций на высоких орбитах, таких, как доставка
экипажей, снабжение, обслуживание и спасение.
Кроме того, такой аппарат мог бы также выпол-
нять операции на низких орбитах с незначитель-
ными маневренными возможностями при доза-
правке. Наконец, при старте с Восточного косми-
ческого центра в восточном направлении при вы-
воде на низкую орбиту небольшой полезной на-
грузки такой летательный аппарат мог бы в случае
необходимости запускаться вертикально.
/—старт с самолета-носителя; 2—запуск МВКА «Спейс Шаттл»;
3—сброс баков с О2 и СзНэ; 4—новые баки с Os и Н2; 5—-
линия перекачки топливных компонентов; 6—сброс баков из-
под О2 и Нг на геостационарной орбите; 7—маневр в атмос-
фере; 8—горизонтальная посадка
Рис. 1. Схема полета ВКС рассматриваемой концепции
19
Таблица 1
Весовые характеристики ВКС (в кгс), стартующего
с самолета-носителя при Н — 9160 м, М=0,8 (при
старте с Земли полезная нагрузка уменьшается на
3630 кгс при запуске в восточном направлении с Во-
сточного космического центра и на 3170 кгс при запу-
ске в южном направлении с Западного космического
центра)
Внешние баки			
Без сброса баков		Со сбросом баков	
Условия старта			
Весовые данные	g s ° о ® о к я а я а 2 S 2 О «3 Q о о, о д я я и ЬЙ	в южном на- правлении с Западного КЦ	В восточном направлении с Восточного КЦ		Г в южном на- правлении с Западного КЦ
Полезная нагрузка (на орбите высотой 185	км)	4 080 Сухой вес (с учетом ба- ков)	9	520 Вес аппарата на орбите	14 970 Стартовый вес	ЮЗ	000	2 720 9 520 13 600 101 600	4 540 9 520 15 420 103 400	3 180 9 520 14 070 102 000
Описание ВКС. Весовые характеристики высо-
коорбитального ВКС представлены в табл. 1, а его
схема показана на рис. 2.
На ВКС применены двухтопливные ЖРД. Сна-
чала используется горючее с большой плотностью
и меньшим удельным импульсом, а в конце выве-
дения на орбиту — горючее с малой плотностью
и большим импульсом. Это обеспечивает улучше-
ние весовых характеристик аппарата.
Аппарат может быть приспособлен как для бес-
пилотных, так и для пилотируемых полетов.
ВКС размещается в грузовом отсеке самолета
С-5А. Анализ, проведенный фирмой Локхид, пока-
зывает, что запуск может быть осуществлен в
воздухе путем сброса аппарата через открытый
задний люк грузового отсека при высоте полета
— 9150 м и скорости, соответствующей числу М =
= 0,8.
Запущенный при этих условиях аппарат может
доставить —4080 кгс полезного груза на орбиту
высотой 185 км с наклонением 28,5° и около
2720 кгс на полярную орбиту высотой 185 км без
сброса внешних топливных баков.
На самолете типа Локхид С-5 можно устано-
вить дополнительные ЖРД для улучшения усло-
вий старта ВКС. Если ЖРД, работающие на кис-
лороде и керосине, будут иметь тягу 454 тс, то са-
молет сможет выполнить «горку» и достигнуть уг-
ла наклона траектории 50° при сохранении аэро-
динамической управляемости до высоты —21 000 м.
Изменение параметров траектории при таком ма-
невре показано на рис. 3. Предполагается, что ВКС
выпадает через открытый' люк грузового отсека
самолета под действием собственного веса.
Расчеты показывают, что такой маневр обеспе-
чит увеличение веса полезной нагрузки, выводи-
мой ВКС на низкую полярную орбиту, примерно
на 910 кгс (на 33%). Этот прирост относительно
невелик и может не оправдать модификации само-
лета-носителя. Однако более умеренный маневр
«горка» на меньшей высоте может облегчить раз-
деление двух летательных аппаратов.
Другой способ запуска ВКС с самолета пред-
полагает установку ВКС над фюзеляжем носите-
ля. Полет самолета-носителя по выпуклой вверх
/—габариты грузового отсека
самолета С-5А; 2—габариты
задней двери; 3—ц. т. без по-
лезной нагрузки (при входе
в атмосферу)
Рис. 2. Схема ВКС
ВКС состоит из следующих компонентов:
1. Собственно многоразовый ВКС с высоким
аэродинамическим качеством, имеющий алюми-
ниевый бак для кислорода и водорода; два ЖРД
с раздвижным соплом (степень расширения 50 и
100), способные использовать в качестве горючего
пропан и водород, развивающие тягу на уровне
моря в классе 90,8 тс каждый; двухместную каби-
ну экипажа, грузовой отсек размерами 1,525х
X 1,525X3,05 м и внешнюю металлическую обшивку
с испарительной системой охлаждения (рабочая
жидкость — вода).
2. Два алюминиевых внешних бака с пропаном
и кислородом, которые сбрасываются и считаются
одноразовыми.
параболической траектории обеспечит отделение
ВКС центробежной силой. Улучшение характерис-
тик ВКС при использовании такого метода старта
еще подлежит оценке, но сомнительно, что резуль-
таты будут лучше, чем в случае маневра «горка».
Если угол наклона траектории полета самолета
С-5А в момент запуска увеличить, то полезная на-
грузка, выводимая на орбиту, может быть сущест-
венно увеличена.
По оценкам, ВКС без внешних баков будет
иметь максимальное гиперзвуковое аэродинами-
ческое качество не менее 2,5 и возможность боко-
вого маневра не менее ±5560 км. Он способен со-
вершить горизонтальную посадку с умеренными
посадочными скоростями. На основных стойках
20
Рис. 3. Маневр «горка» самолета тина С-5 с использованием
дополнительных ЖРД с тягой 454 тс (требуемый запас О2
и RP-1 79,5 тс)
шасси имеются лыжи, как у самолета-ракетоплана
Х-15, но может быть применено и колесное шасси
при незначительном увеличении сухого веса аппа-
рата.
Аэротермодинамика. Важной проблемой явля-
ется обеспечение возможности торможения в ат-
мосфере и посадки ВКС с высоким аэродинами-
ческим качеством при входе со сверхкруговой ско-
ростью. Основной интерес при таком спуске пред-
ставляют тепловые потоки на управляемом участ-
ке траектории до момента достижения орбиталь-
ной скорости. Необходимо управление траектори-
ей для попадания в заданный коридор входа. Воп-
росы спуска с низких орбит хорошо изучены и об-
суждаться не будут.
Гиперзвуковое аэродинамическое качество ВКС
— 2,5 соответствует углу атаки 11,5° и коэффици-
енту подъемной силы 0,035.
Выбранная траектория спуска включает учас-
ток кабрирования для попадания в коридор входа,
и затем полет на постоянной высоте, как показа-
но на рис. 4. Например, после выравнивания на
высоте 55 км летательный аппарат поворачивает-
ся по крену на 180° и необходимый угол атаки ис-
пользуется для удержания ВКС на заданной вы-
соте. Время торможения от начальной скорости
входа —10,5 км/с до круговой составляет пример-
но 20 мин, после чего вновь обеспечивается нуле-
вой угол крена. Полет на постоянной высоте да-
Рис. 4. Изменение высоты полета и угла атаки ВКС
при спуске в атмосфере
Рис. 5. Зависимость угла атаки (при угле крена 180°)
ВКС от высоты и скорости полета для обеспечения по-
стоянства высоты
лее может поддерживаться путем постепенного
увеличения угла атаки до угла, соответствующего
Ктах (условие максимальной дальности). Значе-
ния углов атаки, необходимые для поддержания
полета с постоянной высотой со сверхкруговой
скоростью на различных значениях высоты, пока-
заны на рис. 5. Путь и время торможения от сверх-
круговой скорости до круговой показаны на рис. 6
и 7 соответственно, а предельные продольная и
боковая дальности — на рис. 8. Из графиков вид-
но, что время и путь могут быть значительно
уменьшены путем уменьшения высоты полета. Од-
нако это, как будет показано ниже, ведет к повы-
шению тепловых потоков.
Приведенные ниже формулы позволяют вычис-
лить значения безразмерного удельного теплового
потока для следующих случаев:
1.	Ламинарное течение на плоской пластине.
2.	Турбулентное течение на плоской пластине.
3.	Точки торможения.
4.	Передняя кромка крыла.
-	' ,0,5	/ р \°.8 I V \3
»< = -AV=W12(« + rf't) ы,
i/p	/ р \0,5 / V \3,15
qT. -г — д-тт -т-г  .—г = 17600 — ппп
•/1.1	f hs — hw \	\ Ро /	\26 000 /
— 1зо у
а — ^п- к ____________is/р у>,5 ( v )
?пк“ cosy ~ (юоо/’
Рис. 6. Путь L, проходимый ВКС при тормо-
жении от сверхкруговой скорости входа Увх
до круговой (7,93 км/с)
4—,ТИ“ № 18-14
21
Рис. 7. Время торможения ВКС от сверхкру-
говой скорости входа Vsx до круговой
где hs — энтальпия заторможенного потока,
hw — энтальпия на стенке,
/ — характерная длина,
R — радиус носка фюзеляжа,
Ro~— радиус носка крыла,
X — угол стреловидности передней кромки,
а — угол атаки,
а0— наклон нижней поверхности фюзеляжа,
р — плотность воздуха в невозмущенном
потоке,
р0 — плотность воздуха на уровне моря,
V—скорость	невозмущенного потока
(фут/с),
дл — удельный тепловой поток в ламинар-
ном пограничном слое,
— удельный тепловой поток в турбулент-
ном пограничном слое,
?т. т — удельный тепловой поток в точке тор-
можения,
к — удельный тепловой поток на передней
кромке.
Все известные уравнения обеспечивают прием-
лемую точность расчета при скоростях движения
спутника (±10%: для ламинарного потока). По-
скольку радиус носка сравнительно мал, излуче-
ние из ионизированного слоя не учитывалось.
Опыт программы «Аполлон» показал, что этотвид
теплопередачи не был чрезмерным.
От сверхкруговой
до круговой скорости
(без маневрирования)
От круговой скорости
до посадки
(маневрирование при К=2,5)
Рис. 8. Дистанция торможения и границы зоны воз-
можного приземления ВКС (Look и £Прод— боко-
вая и продольная дальности)
Рис. 9. Безразмерный параметр дл в зависи-
мости от скорости и высоты полета
Рис. 10. Безразмерный параметр qT в зави-
симости от скорости и высоты полета
0
Рис. 11. Безразмерный параметр qT. т в зависи-
мости от скорости и высоты полета
Показатели безразмерного теплового потока
вычислялись для различных сверхкруговых ско-
ростей и высот (рис. 9—11).
Температуры обшивки на нижней поверхности
ВКС, в точке торможения и на передней кромке
крыла представлены на рис. 12—14.
На рис. 12 представлены значения температу-
ры для ламинарного и турбулентного погранично-
го слоев вдоль средней линии нижней поверхности
в функции расстояния / от носка фюзеляжа. При-
нимая во внимание соответствующие значения чи-
сел Re и Кп на большой высоте, а также совер-
шенство аэродинамической поверхности, следует
ожидать, что пограничный слой будет ламинар-
ным и температуры будут порядка 1100°С.
22
Рис. 12. Температура обшивки иа нижией поверх-
ности ВКС (//=51,8 км или 54,9 км)
Рис. 13. Температура торможения
Рис. 14. Температура носка стреловидного крыла
(7=82,5°, а=0)
Значения температуры в точке торможения при
различных значениях радиуса носка фюзеляжа и
высоты полета представлены на рис. 13. Темпера-
туры в этой зоне будут порядка 3300—3900°С.
Температуры на передней кромке крыла при
различных значениях радиуса передней кромки и
скорости полета представлены на рис. 14. Темпе-
ратуры будут достигать величины ~ 1900°С.
Система теплозащиты. Теплозащита ВКС с воз-
душным стартом должна быть рассчитана на ус-
ловия маневра аэродинамического торможения с
уменьшением скорости от И до 7,3 км|/с и на сни-
жение в атмосферу Земли. Для рассматриваемого
аппарата предлагается активная система теплоза-
щиты, состоящая из тонких стальных панелей с
испарительным охлаждением с помощью воды.
3
/—сферический носок; 2—скругленные боковые кромки; 3—носок
крыла; 4—нижняя поверхность крыла; 5—ннжняя поверхность го-
ризонтального оперения; 6—задняя кромка оперения; 7—передние
плоские поверхности
Рис. 15. Нижняя охлаждаемая поверхность ВКС (носки
килей не показаны)
Цель состоит в снижении температуры поверх-
ности носовой части аппарата до значений, значи-
тельно меньших точки плавления материала.
Предварительный анализ теплозащиты ВКС
был выполнен с помощью методики фирмы Аэро-
джет, активных систем охлаждения. Поскольку вес
конструкции системы теплозащиты определяется
скорее тепловыми нагрузками, чем продолжитель-
ностью процесса охлаждения, проведенное иссле-
дование было ограничено первой фазой спуска с
орбиты, т. е. торможением от скорости 11 до
7,3 км/с.
Как показано на рис. 15, основными поверх-
ностями, требующими охлаждения, являются ниж-
няя поверхность и носок фюзеляжа ВКС. Расчет-
ная модель поверхности включала:
носок фюзеляжа (радиус 0,305 м);
плоскую нижнюю поверхность (в виде треуголь-
ника с основанием 5,64 м и высотой 23,8 м);
правую и левую закругленные кромки (с ради-
усом 0,152 м и длиной 23,8 м). На предполагаемой
траектории спуска эти поверхности будут воспри-
нимать большие тепловые нагрузки в течение дли-
тельного периода ( — 3000 с).
Были проведены расчеты для предварительно-
го определения необходимого количества охлади-
теля и веса конструкции теплозащитных панелей.
Принятый подход состоял в определении зон, тре-
бующих активного охлаждения.
Рассматривались следующие области и кон-
струкции обшивки:
носок фюзеляжа состоит из двух вложенных
одна в другую полусфер радиусом 0,153 м, изго-
товленных из алюминиевого листа толщиной
6,35 мм и имеющих выполненные химическим спо-
собом питающие каналы и отверстия для охлади-
теля (рис. 16);
плоская нижняя поверхность и скругленные бо-
ковые выступы фюзеляжа защищаются панелями,
изготовленными химическим фрезерованием и
сваркой (рис. 17);
носки крыла образуются алюминиевыми сег-
ментами, состоящими из отдельных двухслойных
панелей из алюминиевого сплава с внутренними
каналами. Слои обшивки соединены диффузион-
ной сваркой в монолитную конструкцию, у кото-
рой 50% объема пустота. Каждый сегмент присое-
динен болтами к переднему лонжерону крыла и
имеет входной патрубок для охладителя. Носок
киля имеет такую же теплозащиту, как и носки
крыла;
активно охлаждаемые панели на нижней по-
верхности изготовлены диффузионной сваркой из
двух листов алюминиевого сплава толщиной
23
/—отверстия для вывода охлаж-
дающей жидкости; 2—питающие
каналы; 3—основной канал
Рис. 16. Охлаждаемая кон-
струкция сферического носка
вкс
a)	i]
а—-типовая панель с перфорацией для подачи охлаждающей жидкости; б—попе-
речное сечение панели
Рис. 17. Металлическая панель с активной системой охлаждения
испарительного типа
поверхности ВКС и носков крыла, фюзеляжа и ки-
лей (в кгс) выглядит следующим образом:
Охлаждаемые компоненты................ 188
Подсистема подачи воды................ 184
Подсистема подлавливания............... 17
Запас воды для участка торможения до
круговой скорости .................... 820
Запас воды для снижения в атмосфере. 1131
Итого .  ....................... 2340“
1,52 мм, химически отфрезерованных для образо-
вания каналов и сквозных отверстий.
Для верхней поверхности ВКС также может
потребоваться аналогичная система охлаждения.
Весовая сводка системы теплозащиты нижней
/—основной насос для О2; 2—подкачивающий
насос для О2; 3—жидкий О3;	4—форкамера,
избыток О2; 5—подкачивающий иасос для С3Н8;
6—жидкий С3Н8; 7—форкамера, избыток С3Н8;
8—форкамера, избыток Н2; Р—жидкий Н2; /б—
подкачивающий насос для Н2; //—основной иа-
сос для Н2; 12—основной насос для С3Н8; 13—
раздвижное сопло; 14—О2+С3Н8; 15—О2 + Н2
Рис. 18. Схема ЖРД с тягой 180 тс, ра-
ботающего на двух видах горючего (кис-
лород + пропан: рк = 422 кгс/см2, тяга на
уровне моря 180 тс, /уд = 317,9 с; кисло-
род 4-водород: рк = 221 кгс/ом2, тяга в ва-
кууме 19—580 тс, /уд = 468,5 с)
Запасы воды определены в предположении ее
постоянного расхода без учета эффекта примене-
ния системы управления с обратной связью.
Силовая установка. Схема ЖРД, которые пред-
полагается применить на рассматриваемом ВКС,
показана на рис. 18, а основные характеристики
ЖРД представлены в табл. 2.
Таблица 2
Характеристики ЖРД, использующего два вида
горючего — водород и пропан
Характеристики	Уровень тяги, тс			
	113		181	
	Режимь		работы	
	I	И	I	II
Тяга на уровне моря, тс	ИЗ	—	181	—
Тяга в вакууме, тс	129	37,8	—	57,9
Соотношение	окисли-				
тель/горючее:				
О2/С3Н8	3,3	—	3,3	—
о2/н3	—	7,0	—	7,0
Степень	расширения	100	208	44,5	195
сопла				
Давление в камере его-	422	221	442	221
рания, кгс/см2				
Удельный	импульс,	329,5	—	317,9	—
Я=0, с				
Удельный импульс в ва-	374,5	468,5	364,5	467,5
кууме, с				
Расход горючего и окис-	344	81,3	570	124
лителя, кгс/с				
Диаметр двигателя, м	1,4		1,83	
Длина двигателя, м	1,78		2,26	
Вес двигателя, кгс	875		1390	
Отношение тяги в ваку-	147	42	150	42
уме к весу				
24
ЖРД с раздвижным соплом работает последо-
вательно на двух видах горючего — пропане (С3Н8)
и водороде. В качестве окислителя используется
кислород. Горючее большой плотности (пропан)
применяется на начальном участке выведения (ре-
жим I), водород — на конечном (режим II). Это
обеспечивает улучшенные весовые характеристики
ВКС. Оптимум достигается, когда удельный им-
пульс на конечном участке выведения больше им-
пульса начального участка и когда плотность го-
рючего и объемный импульс начального участка
больше этих показателей конечного участка выве-
дения.
На ВКС применен переохлажденный пропан.
Пропан имеет очень широкий диапазон темпера-
тур жидкого состояния. Он кипит при —42°С, но
не замерзает до —188°С, что на 4,7°С ниже нор-
мальной точки кипения (НТК) жидкого кислоро-
да. Следовательно, при использовании кислорода
и пропана можно допустить совместное хранение
компонентов при температурах около НТК жидко-
го кислорода (—183°С), что упростило бы тепло-
изоляцию и контроль температуры и, таким обра-
зом, уменьшило бы вес. Кроме того, использова-
ние пропана при НТК кислорода, а не при его
собственной НТК, значительно повышает его плот-
ность (на 25,4% —с 580 до 727 кг/м3) и улучшает
его общую хладоемкость до 2,87- 10г> Дж/кг (на
18%). Это приводит к повышению объемного им-
пульса и хладоемкости, и то и другое улучшает
характеристики ВКС. Охлаждение пропана до
НТК кислорода уменьшает удельный импульс топ-
лива кислород + пропан всего на 0,25%.
Жидкие кислород, водород и переохлажденный
пропан эффективны для регенеративного охлажде-
ния, позволяют получить газы с требуемыми пара-
метрами для привода ТНА, в результате при ис-
пользовании этих компонентов снижается потреб-
ное давление и, следовательно, уменьшаются вы-
ходное давление из насоса и вес двигателя.
Высокое давление в камере сгорания и общее
для обоих режимов сопло позволяют получить
компактный и легкий двигатель, удобный для ус-
тановки на аппарате с ограниченной площадью
донного среза. Двигатель легко установить на кар-
данном подвесе, поскольку у него короткое сопло.
Центральная и кольцевая камеры сгорания пе-
реходят в общее колоколообразное сопло. Кольце-
вая камера может работать независимо от цент-
ральной для реализации высоких характеристик
сопла с большой степенью расширения. Обе каме-
ры могут работать одновременно на режиме I для
получения большой тяги, или центральная камера
работает на режиме I одна.
На режиме I центральная камера дает 75%
общей тяги, сжигая кислород и пропан в виде жид-
костей (газогенераторный цикл) при давлении в
камере 420 кгс/см2. Кольцевая камера дает 25%
общей тяги, сжигая газообразный пропан при дав-
лении 140 кгс/см2. Горючее и окислитель (25% об-
щего расхода) подаются в отдельные форкамеры
(горение при температуре 980°С), газы вращают
турбины ТНА, а затем продукты сгорания посту-
пают в кольцевую камеру для дожигания. Раз-
ность давлений в 280 кгс|/см2 обеспечивает необ-
ходимую мощность турбины. При таком устройст-
ве потребное давление насоса никогда не превы-
шает 490 кгс/см2 (при последовательном сгора-
нии). Водород на режиме I не используется. На
режиме II работает только кольцевая камера, где
используются кислород и водород. Водород ис-
пользуется для привода турбины на режиме I. На
режиме II работает только кольцевая камера.
Двигатель может быть скомпонован либо в ви-
де независимых ЖРД, использующих кислород и
пропан или кислород и водород, либо в виде еди-
ного двухтопливного ЖРД. Операции включения
и выключения будут полностью независимыми, а
двухтопливный вариант действует просто как два
отдельных двигателя, работающие последователь-
но. Подкачивающие насосы приводятся гидротур-
бинами. Жидкость отбирается за основными насо-
сами и затем возвращается во всасывающие тру-
бопроводы. Например, кислород направляется из
напорной магистрали насоса на охлаждение внеш-
Таблица 3
Возможные варианты запуска ВКС для вывода на геосинхронную орбиту (к рис. 19)
Характеристики	Тип носителя						
	„Спейс Шаттл’ (для срав- нения) 1	Прямой запуск на геосинхронную орбиту			С заправкой на низкой орбите		
		ЖРД -(-полные РДТТ II	ЖРД+укоро- ченные РДТТ III		Без носителя (старт с Земли) IV	Запуск с самолета V	
Стартовый вес, тс Сухой вес, тс Боковая дальность, км Г рузовой отсек Полезная нагрузка, тс: при высоте орбиты 185 км и наклонении 90°/28,5° при полете на геостационарную орбиту (с возвращением/без возвращения)	2 043 261,2 +9 000 4,58/18,Зм 14,5/29,5 0,95/3,6	2070,33 234,7 ±5 560 Объем внутренн 5,67м3, внешний		1249,5 152,5 +5 500 его отсека не показан	99,6 9,3 ±5 560 Объем внутрен- него отсека 5,67 м3 0,73/1,4 4,1/7,3	102,5 9,3 +5 500 Объем внутрен него отсека 5,67 м 3	
						в горизон- тальном полете	запуск в „горке*
		10/15,9	4,5/6,8			2,7/4,1 4,1/7,3	3,6/5 4,1/7,3
25
ы
20
О
Рис. 19. Возможные варианты запуска ВКС для вывода на геосинхронную орбиту
(,к табл. 3). Схемы МВКА «Спейс Шаттл» и самолета Локхид SR-71 приведены для
сравнения
них стенок сопла и камеры сгорания. После этого
он идет в форкамеру, где малая его часть сгорает
при стехиометрическом составе и смешивается с
остальным кислородом, в результате чего обес-
печивается температура 650°С. Этот богатый окис-
лителем газ используется для привода турбины
кислородного насоса. После этого газ идет в соот-
ветствующую камеру сгорания для дожигания.
Внутренние стенки кольцевого сопла охлажда-
ются водородом, а центральная камера — пропа-
ном. Пропан переохлажден не только для повы-
шения плотности, но также и для увеличения хла-
доемкости. Важно то, что температура стенок в
каналах охлаждения поддерживается на уровне
ниже 450°С, что предотвращает образование отло-
жений на охлаждаемых стенках.
Удобство обслуживания и большой ресурс дви-
гателя являются ключевыми факторами при выбо-
ре рабочего цикла и элементов конструкции.
Например, роликовые и шариковые подшипни-
ки будут заменены гидростатическими подшипни-
ками. Идея безопасной конструкции будет прохо-
дить через весь цикл проектирования. На ВКС
устанавливаются два двигателя для обеспечения
безопасности при отказе одного из них.
На основе компонентов современного МВКА
«Спейс Шаттл» могут быть разработаны носите-
ли, обеспечивающие вывод рассматриваемого ВКС
на геосинхронную орбиту без дозаправки на про-
межуточной низкой орбите.
Можно, например, уменьшать число секций
твердотопливного ускорителя с четырех до одной
с соответствующим снижением стартового веса и,
возможно, стоимости каждого запуска. Характе-
ристики транспортной системы Земля — геосин-
хронная орбита при использовании различных но-
сителей и при непосредственном старте с Земли
представлены на рис. 19 и в табл. 3.
Оценки показывают, что современный или до-
стижимый в ближайшие годы уровень техники мо-
жет обеспечить ввод описываемого ВКС в эксплуа-
тацию в начале 1990-х годов.
Референты В. П. Плохих, К- А. Червоненко, Ю. Я. Шилов.
УДК 629.784
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ПОТЕНЦИАЛ
ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИХ ТРАНСПОРТНЫХ СИСТЕМ *
В ряде исследований, выполненных в послед-
ние годы, были выявлены области техники, дости-
жения в которых могут значительно повысить эф-
фективность транспортных многоразовых воздуш-
но-космических аппаратов (МВКА). Многие ре-
зультаты этих исследований неочевидны, посколь-
ку уже сложилось мнение, что наибольшую «отда-
чу» сулят усовершенствования силовых установок,
конструкций, материалов, а также эксплуатаци-
онные улучшения посредством автоматизации. В
некоторых работах показано, что обеспечение ус-
*Walberg G. D. Aerodynamic enhancement of space
transportation systems.
1AF-81-3. International Astronautical Federation XXXII
Congress, Rome, Italy, September 6—12, 1981.
тойчивости и управляемости автоматическими
средствами также может дать значительный эф-
фект. Однако считается, что аэродинамические
усовершенствования, хотя и необходимы в новых
аппаратах, не способны обеспечить существенное
повышение возможностей транспортных МВКА.
Можно, однако, показать, что такая недооценка
'роли аэротермодинамики необоснована и что «аэро-
динамический потенциал» столь же значителен,
как и ожидаемый эффект от усовершенствований
двигателей, конструкций и материалов.
КРЫЛАТЫЕ И БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ НОСИТЕЛИ
Преимущества крылатых аппаратов-носителей
верхних ступеней очевидны (возможность боково-
го маневра, посадка на обычную ВПП и т. д,).
26
Рис. 1. Схемы одноступенчатых МВКА
(пунктиром показаны контуры аппарата
с собственной статической устойчивостью)
О-МВКА CCV; А—МВКА с собственной статической устойчивостью
/—вариант 1; 2—вариант 2; З—расчетное ограничение; 4—ннжняя по-
верхность элевонов, 1756 К
Рис. 2. Преимущества одноступенчатого МВКА CCV (Cont-
rol-Configured Vehicle — аппарат с искусственной устойчи-
востью), ОстаРт = 1469,3 тс. Положение ц. т, дано в долях
длины аппарата
Однако часто не отдается отчет в том, что и более
простые баллистические аппараты не всегда де-
шевле с точки зрения стоимости вывода на орби-
ту некоторого космического объекта. Недавние ис-
следования показали, что создание возвращаемых
носителей баллистического типа связано с серь-
езными проблемами, которые нельзя недооцени-
вать. Например, общая конфигурация таких аппа-
ратов не обеспечивает достаточные внутренние
объемы для топлива. В одной из работ по пер-
спективному баллистическому носителю большой
грузоподъемности (полезная нагрузка 227 кгс) по-
казано, что примерно лишь 26% поверхности ба-
ков соответствует несущей нагруженной конструк-
ции. Для сравнимого крылатого аппарата эта ве-
личина достигает 55%. С учетом всех факторов
оказывается, что стоимость запуска и стоимость
жизненного цикла этих аппаратов почти равны,
тогда как крылатый аппарат имеет неоспоримые
эксплуатационные преимущества.
Применение автоматических систем для обес-
печения устойчивости позволяет уменьшить пло-
щадь крыла в связи с ослаблением требований
собственной продольной устойчивости и заменить
киль небольшими управляемыми поверхностями в
связи с ослаблением требований собственной пу-
тевой устойчивости.
На рис. 1 и 2 показаны преимущества системы
искусственной устойчивости на примере односту-
пенчатого МВКА. Указанное усовершенствование
позволяет уменьшить потребную площадь крыла
с 836 до 557 м2, стартовый вес с 1632,9 до 1469,3 тс,
вес пустого аппарата с 166,6 до 153,6 тс, а вес топ-
лива для вывода на орбиту с 1412,2 до 1269,4 тс.
Обозначения «вариант 1» и «вариант 2» на рис. 2
относятся к аппаратам с центровкой ~73 и ~75%
соответственно. Вариант с крайней задней цент-
ровкой может оказаться непрактичным из-за слож-
ных и тяжелых приводов элевонов, поэтому поло-
жение ц. т. следует оптимизировать.
МЕЖОРБИТАЛЬНЫЕ БУКСИРЫ И КОСМИЧЕСКИЕ
АППАРАТЫ
Возможность использования аэродинамических
подъемной силы и сопротивления в операциях меж-
орбитальных буксиров и космических аппаратов
изучалась еще в начале 1960-х годов, но только
в последние годы эти идеи стали рассматриваться
практически реализуемыми. Цель состояла в га-
шении скорости (для выхода на заданную орби-
ту) с помощью аэродинамических средств. Рас-
сматривались две возможности: многократный про-
ход сквозь верхние слои атмосферы планеты-цели
(«постепенное торможение») и торможение в плот-
ных слоях за один проход.
Аппараты «постепенного торможения» обычно
не используют подъемную силу и гасят скорость
а— межорбитальный буксир с тормозной юбкой; б—межорбнтальный буксир с надувным тор-
мозным устройством; в—венерианский аппарат VOIR с тормозными устройствами «зонтич-
*	ного» типа
/—скачки уплотнения; 2—факел реактивного двигателя; 3—тороидальная надувная система;
4—аэродинамические тормоза
Рис. 3. Космические аппараты с устройствами аэродинамического торможения
27
для перехода с начальной эллиптической1 орбиты
на круговую.
Ракетные импульсы в апоапсиде используются
для поддержания достаточно большой высоты с
целью ослабления требований к теплозащите. Та-
кие аппараты аэродинамически достаточно просты,
имеют несложную систему управления.
Аппараты с многократным проходом атмосфе-
ры имеют несущую конфигурацию и более слож-
ные системы управления и теплозащиты. При этом
--------с аэродинамическим тормозным устройством;
--------без аэродинамического тормозного устройства
/—геостационарная космическая база; 2—геостационарная
платформа; 3—полеты с экипажем; 4—без возвращения на
исходную орбиту; 5—с возвращением на исходную орбиту
Рис. 4. Полезная нагрузка межорбитального букси-
ра с аэродинамическими средствами торможения и
без них (надувная тороидальная система, ЖРД
RL 101 IB, цифрами указана грузоподъемность
МВКА)
достигаются больший относительный вес полезной
нагрузки и эксплуатационная гибкость, поскольку
изменение плоскости орбиты обеспечивается аэро-
динамическими средствами.
На рис. 3 показаны космические аппараты с
устройствами аэродинамического торможения раз-
личного типа. Хотя работа ракетного двигателя на
аппарате б уменьшает лобовое сопротивление, од-
новременно уменьшается и нагрев, что позволяет
достигать плотных слоев атмосферы и обеспечить
торможение за один проход.
На рис. 4 показан выигрыш в весе полезной на-
грузки межорбитальных аппаратов для вывода
объектов на геосинхронную орбиту в случае пере-
хода на аэродинамическое торможение. Если меж-
орбитальный буксир используется совместно с
МВКА «Спейс Шаттл», грузоподъемность которо-
го 29,5 тс, применение аэродинамических средств
позволяет удвоить полезную нагрузку аппарата
для доставки объектов на геосинхронную орбиту,
в том числе пилотируемых.
Космический аппарат VOIR с аэродинамичес-
ким тормозным устройством будет иметь на
1000 кгс меньший вес, чем его вариант с ракетной
тормозной системой.
Схемы межорбитальных буксиров и космичес-
ких аппаратов, обладающих подъемной силой, по-
казаны на рис. 5. Межорбитальный буксир AMOOS
(Aeromaneuvering Orbit-to-Orbit Shuttle), проект
которого изучался в центре космических полетов
им. Маршалла (NASA), имеет скошенную носо-
вую часть и хвостовой щиток. При входе в атмос-
а—межорбиталъный буксир AMOOS; б—межорбитальный буксир с
наклонным раскрываемым диском; в—межорбитальный буксир с изме-
няемой геометрией корпуса; г—космический аппарат для исследования
планет Сатурн и Титан
/—полезная нагрузка; 2—центр тяжести
Рис. 5. Межорбитальные буксиры и космические аппараты,
обладающие аэродинамической подъемной силой
феру с большими углами атаки этот аппарат раз-
вивает умеренную аэродинамическую подъемную
силу при умеренном нагреве (рис. 5,а). Этот ап-
парат изучался фирмой Дженерал Дайнэмикс как
средство для выведения объектов на геосинхрон-
ную орбиту.
Аппарат в, аналогичный по конструкции ко-
мандному модулю системы «Аполлон», имеет рас-
крываемый аэродинамический тормоз, который при
определенной ориентации относительно оси аппа-
рата может обеспечить аэродинамическое качест-
во порядка 0,2. Аппарат может изменять траекто-
рию поворотом по крену. Раскрывающиеся
«крылья» у аппарата в обеспечивают большее аэро-
динамическое качество, чем у аппаратов с несу-
щим корпусом.
а—венерианский аппарат для исследования поверхности планеты с
помощью РЛС; б—аппарат для доставки на землю образцов мар-
сианского грунта.
/—аппараты с аэродинамическими средствами маневрирования; 2—
аппараты с ракетными средствами маневрирования (/уд — 290 с);
3—система теплозащиты
-----------------------------требуемый вес
Рис. 6. Преимущества исследовательских межорбитальных
аппаратов, использующих аэродинамические средства ма-
неврирования (Сорб — вес аппарата, выводимого на круго-
вую орбиту высотой 300 км; внизу указаны годы запуска)
28
Эти три рассмотренных аппарата рассчитаны
на доставку на низкую околоземную орбиту с по-
мощью МВКА «Спейс Шаттл» и имеют значитель-
но большую относительную полезную нагрузку,
чем аппараты, не использующие аэродинамичес-
кую подъемную силу. Аппарат г должен совершать
аэродинамический маневр в атмосфере планеты
Титан, чтобы выйти на траекторию, проходящую
вблизи Сатурна. В процессе его движения на обе
эти планеты должны быть сброшены спускаемые
аппараты-зонды.
Как показано на рис. 6, возможности исследо-
вательских аппаратов, использующих атмосферу
планет для маневра торможения, значительно пре-
восходят возможности аппаратов, маневрирующих
с помощью ракетных устройств.
ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ДОСТАВКИ
ГРУЗОВ С ЗЕМЛИ НА ГЕОСИНХРОННУЮ ОРБИТУ
Была выполнена оценка преимуществ транс-
портной системы Земля—геосинхронная орбита пе-
риода 1990—2005 гг. для создания демонстраци-
онной солнечной электростанции. Модель опера-
ций представлена в табл. 1. Предполагается ис-
пользование МВКА со всеми сохраняемыми ком-
понентами и создание промежуточной космической
базы на орбите высотой 500 км.
Предполагалось использование четырех типов
аппаратов. Одноступенчатый МВКА для транспор-
тировки высокоприоритетных грузов и персонала
на низкую орбиту (PLV — Priority Cargo Launch
Vehicle); беспилотный двухступенчатый (парал-
лельной схемы) возвращаемый носитель большой
грузоподъемности (HLLV— Heavy Lift Launch
Vehicle) для вывода тяжелых грузов на низкую
орбиту; межорбитальный буксир для высокоприо-
ритетных грузов, не имеющих аэродинамических
средств маневрирования (POTV — Propulsive Prio-
rity Cargo Orbit Transfer Vehicle), для перевозки
персонала и грузов между низкой и геостацио-
нарной орбитами; межорбитальный буксир боль-
шой грузоподъемности для массовой перевозки
тяжелых грузов на геосинхронную орбиту
(LCOTV —Large Cargo OTV).
Вес возвращаемой полезной нагрузки в долях
веса нагрузки на восходящей траектории составля-
ет 100, 10, 75 и 0% соответственно для аппаратов
PLV, HLLV, POTV и LCOTV.
Каждый аппарат рассматривался в двух вари-
антах: соответствующем уровню техники, дости-
гаемому при современных темпах технического
прогресса, и соответствующем достижениям в слу-
чае «ускоренного» прогресса (обеспеченного спе-
циальными НИР в поддержку будущих космичес-
ких программ). К техническим новинкам относят-
ся раздвигающиеся сопла, ЖРД SSME с повышен-
ным ресурсом, композиционные конструкции, при-
менение усовершенствованных систем управления
и искусственной устойчивости. Влияние ускоренно-
го технического развития на МВКА PLV и HLLV
показано на рис. 7 и 8. Специальные целенаправ-
ленные НИР позволят при полезной нагрузке
13 605 кгс снизить стартовый вес с 2 207 936 до
1 203 628 кгс, а сухой вес с 238 322 до 124 807 кгс.
Разгонщику МВКА HLLV обеспечивается умень-
шение стартового веса с 3 380 045 до 2 757 098 кгс,
а сухого веса с 345 669 до 236 848 кгс; у орбиталь-
ного аппарата МВКА HLLV при полезной нагруз-
ке 222 222 кгс стартовый вес снижается с 1 667 574
до 1 467 982 кгс, а сухой вес с 240 454 до 197 506 кгс.
Отсутствие на аппаратах киля облегчает объе-
динение ступеней и стыковку на орбите, упрощает
обслуживание и хранение в космических центрах.
Сравнение стоимости жизненного цикла аппаратов
различного технического уровня дается в табл. 2
(аппараты POTV и LCOTV не имеют аэродинами-
ческих средств маневрирования). Оценку эконо-
мии стоимости жизненного цикла межорбитально-
го буксира POTV с аэродинамическими органами
в результате ускоренного прогресса дали следую-
щие результаты: 3310 млн. долл, (при 75%-ной
возвращаемой полезной нагрузке) и 1800 млн.
долл, (при 10%-ной возвращаемой нагрузке). Эти
данные свидетельствуют о больших преимущест-
вах, обеспечиваемых применением на космических
аппаратах аэродинамических средств маневриро-
вания.
Таблица 1
Модель транспортных операций при перевозке грузов между Землей и геостационарной орбитой
Аппараты	Грузы, персонал, операции	Требования					
		Общее число полетов		Число поле- тов в год		Годовой грузо- поток, тс	
		мин.	макс.	мин.	макс.	мин.	макс.
МВКА для транспортировки высо- коприоритетных грузов (PLV)	Аппараты POTV, спутники для низ- ких орбит, перевозки персонала	2884	—	108	252	259	1 352
МВКА большой грузоподъемности (HLLV)	Аппараты LCOTV, обслуживание и заправка топливом аппаратов OTV, тяжелые грузы на низкую орбиту	609	—	15	74	3400	16 686
Межорбитальный буксир для высо- коприоритетных грузов (POTV)	Персонал на геостационарную орби- ту, спутники на низкую орбиту, перевозки персонала	1319	—	32	154	0	853
Межорбитальный буксир большой грузоподъемности (LCOTV)	Тяжелые грузы и беспилотные объек- ты на низкую орбиту	56	-	1	13	33	ЗОЮ
29
Рис. 7. Сравнение одноступенчатых транспортных МВКА PLV, соответствующих
«нормальному» (а) и ускоренному (б) техническому прогрессу ко времени создания
аппаратов
I— 28,8м—H
Рис. 8. Сравнение двухступенчатых транспортных МВКА HLLV, соответствующих
«нормальному» (а) и ускоренному (б) техническому прогрессу ко времени создания
аппаратов
30
Таблица 2
Изменение стоимости жизненного цикла при использовании технических
преимуществ, обеспечиваемых ускоренным техническим прогрессом,
для аппаратов рассмотренных типов (в млн. долл.)
Области технических усовершенствований	Тип аппарата				
	PLV	HLLV	POTV	LCOTV	Всего
Композиционные конструкции	-3112	-986	—	—	—4098
Раздвижные сопла	—2118	-531		—	-2649
Активные системы управления	— 1652	-412	—	--	—2064
ЖРД SSME с увеличенным ресур- сом	-1261	-474	—	—	-1735
Объединение подсистем	-434	-30	-102	__	—566
Шугообразпый водород	-300	--	—	—	—300
Усовершенствованное	электронное оборудование	—219	-9	— 18	—	—246
Металлическая теплозащита	-76	-36	—	—	—112
Кольцевые сопла с центральным те- лом	-	—	+2	—	+ 2
Солнечные батареи на арсениде гал- лия	—	—	—	-—	+58
100 см сопла ЖРД системы ориен- тации	—	—	—	+216	+ 216
ЖРД системы ориентации с увели- ченным ресурсом	—	—	—	+ 72	+72
Прямое преобразование мощности		—	—	—386	—386
Референт М. Г. Булычев.
УДК 629.784
КОНЦЕПЦИИ ПЕРСПЕКТИВНЫХ ТРАНСПОРТНЫХ КОСМИЧЕСКИХ СИСТЕМ
В США и некоторых западноевропейских стра-
нах проводятся исследования перспективных транс-
портных космических систем (ТКС), которые долж-
ны прийти на смену американскому многоразово-
му воздушно-космическому аппарату (МВКА)
«Спейс Шаттл» и ракете-носителю «Ариан» — за-
падноевропейскому конкуренту МВКА. На разра-
ботку каждого нового поколения ТКС затрачива-
лось от 10 до 12 лет с момента выбора концепции
системы до начала ее эксплуатации (рис. 1). По-
этому при наличии потребности в ТКС нового по-
коления к середине 1990-х годов необходимо уже
сейчас начать этап определения проекта.
На рис. 2 показана тенденция увеличения сум-
марного веса полезных нагрузок, ежегодно выво-
димых на орбиту западноевропейскими странами.
Каждое десятилетие суммарный вес полезных на-
грузок увеличивается на порядок. Экстраполяция
показывает, что к середине 1980-х годов очередное
десятикратное увеличение веса выводимых на ор-
биту космических аппаратов стран Западной Евро-
пы будет связано с вводом в эксплуатацию раке-
ты-носителя «Ариан» одноразового использования.
Дальнейшая тенденция увеличения веса выводи-
мых на орбиту полезных нагрузок — стабилизация
на уровне 10—50 тс или рост сверх 100 тс — точно
не определена и будет зависеть от разработки кос-
мических солнечных электростанций и от эконо-
мичности самих носителей.
Требование увеличения экономичности перспек-
тивных ТКС, характеризуемое уменьшением их
удельной стоимости выведения (т. е. стоимости
транспортной системы, отнесенной к весу выводи-
мой полезной нагрузки), является основным. Ра-
кеты-носители одноразового применения имеют вы-
сокую удельную стоимость выведения полезной
нагрузки. Ввод в эксплуатацию МВКА «Спейс
Шаттл» позволит снизить эту величину, но посколь-
ку этот аппарат пилотируемый и не все его компо-
ненты сохраняемые, то значительно удешевить
транспортировку полезных нагрузок на орбиту не
удастся.
Обеспечение удельной стоимости выведения на
орбиту на один или два порядка ниже, чем для
МВКА «Спейс Шаттл», может быть возможно толь-
ко в случае применения полностью сохраняемых
МВКА (рис. 3). В этом случае основной состав-
ляющей стоимости у них являются эксплуатаци-
онные расходы, а не стоимость конструкции и обо-
рудования, как у ракет-носителей одноразового
применения [1].
Разработка МВКА «Спейс Шаттл» явилась
лишь первым шагом в решении проблемы созда-
ния экономически эффективной ТКС многократно^-
го применения. Однако внешний топливный бак
этого аппарата является компонентом одноразово-
го применения, а стартовые РДТТ весьма дороги.
Будущие ТКС должны быть полностью сохраняе-
мыми и способными выводить на орбиты полез-
ную нагрузку весом более 100 тс*.
Необходимость в таких ТКС объясняется, в
частности, планами создания на геостационарной
орбите экспериментальной космической электро-
* См. «ТИ» № 2, 1980.
31
/—разработка ракеты-носителя «Сатурн» 5 (общая стоимость
разработки 7 млрд, долл.); 2—разработка МВКА «Спейс
Шаттл» (общая стоимость разработки 9 млрд, долл.); 3—
предполагаемая разработка американской перспективной транс-
портной космической системы; 4—разработка ракет-носителей
европейской промышленной организацией по ракетным систе-
мам; 5—разработка ракеты-носителя «Ариан» 1; 6—разработ-
ка космической лаборатории «Спейслаб»; 7—предполагаемая
разработка западноевропейской перспективной транспортной
космической системы
С/i н, тс
Рис. 1. Цикличность разработки новых поколений кос-
мических транспортных систем в США и западноевро-
пейских странах с 1960-х годов
станции, удаления радиоактивных материалов-от-
ходов атомной промышленности, создания лунных
баз и космических промышленных комплексов, ис-
следования других планет [2].
Возможные требования к увеличению веса по-
лезной нагрузки, выводимой ТКС на геостационар-
ную орбиту, представлены на рис. 4. В будущем
для создания экспериментальной космической
электростанции или удаления радиоактивных отхо-
дов потребуется МВКА грузоподъемностью 100 тс.
Для постройки промышленной космической элект-
ростанции будут необходимы МВКА со стартовым
весом 50 000 тс и весом полезной нагрузки 500 тс.
В табл. 1 сравниваются стоимости выведения
полезных нагрузок на орбиту современными и
перспективными ТКС и межорбитальными транс-
портными аппаратами (МТА) в зависимости от
выполняемых задач [1]. Для западноевропейских
стран следующим поколением ТКС в 1990-х годах
Рис. 2. Тенденция увеличения веса полезных нагрузок
(Gn. и), ежегодно выводимых на орбиту западноевро-
пейскими странами
а—одноразовые ракеты-носители и частично спасаемые МВКА, вы-
водимые на геостационарные орбиты; б—одноразовые ракеты-ио-
сители и частично спасаемые МВКА, выводимые па низкие около-
земные орбиты; в—полностью спасаемые МВКА, запускаемые на
геостационарную орбиту; г—полностью спасаемые МВКА, выводи-
мые на низкие околоземные орбиты
1—ракета-носитель «Скаут»; 2—ракета-носитель «Диаман» 3—ра-
кета-носитель «Дельта» Е; 4—ракета-носитель «Дельта» 3914; 5—
ракета-носитель «Ариан» 1; 6—ракета-носитель «Атлас-Центавр»;
7—МВКА «Спейс Шаттл» с МТА SSUS-A; S—ракета-носитель «Ти-
тан» ЗС; 9—МВКА «Спейс Шаттл» с МТА IUS; 10—ракета-носи-
тель «Титаи-Центавр»; 11—ракета-носитель «Дельта» 3910; 12—
ракета-носитель «Атлас-Центавр»; 13—ракета-носитель «Сатурн» 5;
14—ракета-носитель «Сатурн» 1В; /5—ракета-носитель «Титан» ЗС:
16—ракета-носитель «Титан-Центавр»; /7—ракета-носитель «Са-
турн» 5; 18—-МВКА «Спейс Шаттл», выводимый на низкую около-
земную орбиту; -баллистический одноступенчатый МВКА SSTO
RLV-5 с МТА IUPS (проект фирмы МВВ 1980 г.); 20—баллисти-
ческий одноступенчатый МВКА SSTO RLV-5 (проект фирмы МВВ
1980 г., стоимость выведения на низкую околоземную орбиту
750 долл./кгс при 10 запусках в год); 21—баллистический одно-
ступенчатый МВКА SSTO ВЕТА-30 с МТА OTV (проект фирмы
МВВ 1978 г., стоимость выведения на геостационарную орбиту
360 долл./кгс); 22—МВКА SERV (проект фирмы Крайслер 1970 г.,
стоимость выведения на низкую околоземную орбиту 230
долл./кгс при 100 запусках в год по 40 тс); 23—трехступенчатый
баллистический МВКА «Нептун» (стоимость выведения на гео-
стационарную орбиту 130—140 долл./кгс при 92 запусках в год
по 109 тс); 24—одноступенчатый МВКА SSTO с двухтопливной
силовой установкой (проект фирмы Боинг 1976 г., стоимость вы-
ведения на низкую околоземную орбиту 67 долл./кгс при 20 за-
пусках в год по 228 тс); 25—крылатый двухступенчатый МВКА
HLLV (проект фирмы Боинг 1980 г., стоимость выведения на низ-
кую околоземную орбиту 40 долл./кгс при 1500 запусках в год
по 125 тс); 26—крылатый двухступенчатый МВКА HLLV (проект
фирмы Боинг 1978 г., стоимость выведения на низкую околозем-
ную орбиту 40 долл./кгс при 400 запусках в год по 420 тс); 27-
уровень 10 запусков МВКА в год; 28—уровень 50 запусков МВКА
в год; 29—уровень 100 запусков МВКА в год; 30—уровень 10 за-
пусков МВКА в год; 31—уровень 50 запусков МВКА в год; 32-
уровень 100 запусков МВКА в год: 33— уровень 1000 запусков
МВКА в год
Рис. 3. Сравнение удельных стоимостей выведения полез-
ных нагрузок (в ценах 1981 г.) на низкие околоземные
и геостационарные орбиты для одноразовых и многоразо-
вых ТКС
будут, вероятно, ракеты-носители, которые смогут
выводить на низкие околоземные орбиты грузы
весом 10—15 тс. Наиболее важными задачами для
них будет выведение спутников связи весом 3—
5 тс. Однако еще не решено, будут ли западноев-
ропейские носители следующего поколения одно-
разового или многократного применения.
Формируются два основных направления разви-
тия ТКС: баллистические беспилотные системы и
крылатые пилотируемые системы (рис. 5). Второе
направление считается, например, в США наибо-
лее предпочтительным для создания МВКА боль-
шой грузоподъемности. Недостатком таких аппа-
ратов является необходимость присутствия экипа-
жа на обеих ступенях и, соответственно, наличие
32
Таблица 1
Стоимость выведения полезных нагрузок на орбиту современными
и перспективными ТКС
Технический уровень систем	Тип орбиты	Тип транспортной космической системы	Удельная стоимость выведения, долл./кгс
Современные системы	Низкая околоземная	МВКА «Спейс Шаттл» Ракета-носитель «Ариан» 1	1 200 12 000
	Геостационарная	МВКА «Спейс Шаттл» с МТ А IUS Ракета-носитель «Ариан» 1	24 000 50 000
Будущие системы	Геостационарная (для развертывания системы спутниковой связи)	Ракета-носитель грузоподъем- ностью 5 тс Ракета-носитель грузоподъем- ностью 10 тс	<8000 <2000
	Геостационарная или ге- лиоцентрическая (для развертывания косми- ческой электростанции и удаления в космос ра- диоактивных отходов)	МВКА	грузоподъемностью 100 тс МВКА	грузоподъемностью 500 тс	<400 <100
системы обеспечения жизнедеятельности (СОЖ)
и системы аварийного спасения (САС), что увели-
чивает вес и стоимость пилотируемых крылатых
МВКА. При несомненных достоинствах таких ап-
паратов (главным образом, возможность возвра-
щения и посадки в зоне стартового комплекса) их
относительный вес полезной нагрузки сравнитель-
но невелик. В то же время они должны иметь теп-
лозащитное покрытие на сравнительно большой
площади, что также приводит к увеличению веса.
Баллистические аппараты более компактны и
имеют больший относительный' вес полезной на-
грузки, что позволяет даже рассчитывать на со-
здание одноступенчатых баллистических МВКА
SSTO (Single-Stage-to-Orbit) для полетов на низ-
кие околоземные орбиты. Вес полезной нагрузки
одноступенчатых баллистических МВКА меньше,
чем у двух- или полутораступенчатых аппаратов,
однако они конструктивно проще и дешевле в экс-
плуатации.
На рис. 6 представлены различные концепции
перспективных крылатых и баллистических аппа-
ратов. Наиболее характерными представителями
МВКА являются:
крылатый одноступенчатый МВКА SSTO с го-
ризонтальным стартом, создание которого не обес-
печивается при современном уровне развития тех-
ники и в ближайшем будущем;
крылатый двухступенчатый МВКА с вертикаль-
ным стартом и горизонтальной посадкой, пред-
ставляющий собой дальнейшее развитие схемы
современного МВКА «Спейс Шаттл», первая сту-
пень оснащена крылом и возвращается к месту
старта;
баллистический двухступенчатый МВКА, недо-
статком которого является посадка первой ступе-
ни на воду и ее длительная буксировка в зону
стартового комплекса;
баллистический одноступенчатый МВКА, пред-
ставляющий наиболее простую концепцию в техни-
ческом и эксплуатационном плане, аппарат воз-
вращается в район стартового комплекса после
первого витка, недостатком является небольшой
относительный вес полезной нагрузки.
Сравнительные характеристики МВКА и ракет-
носителей одноразового применения представлены
на рис. 7. Для всех этих аппаратов характерно
увеличение относительного веса полезной нагруз-
ки при увеличении размеров носителя. Наимень-
_____________।___________।________।_________।-------:—
1970	1980	1990	2000	2010	2020
Годы
/—спутники «Интелсат» 4А; 2—спутники «Интелсат» 5, 3— спутни-
ковая система слежения и ретрансляции данных; 4— телевизион-
ный спутник; 5—спутник TDF1; 6— спутник «Нордсат»; 7—модуль-
ный спутник-платформа, выводимый на геостационарную орбиту
МВКА «Спейс Шаттл»; 8— спутник связи; 9~ экспериментальная
космическая солнечная электростанция; /(/—удаление радиоактив-
ных отходов; 11—промышленная космическая солнечная электро-
станция
Рис. 4. Возможные требования грузоподъемности пер-
спективного носителя для вывода грузов па геостацио-
нарную орбиту
33
Рис. 5. Основные направления разработок ТКС в прошлом и будущем
Рис. 6. Перспективные крылатые и баллистические МВКА для выведения объектов на низкие околоземные орбиты
34
У—двухступенчатые ракеты-носители одноразового применения с кислородно-водородным ЖРД; //—двухступен-
чатые МВКА с кислородно-водородиыми ЖРД; ///—двухступенчатые ракеты-носители одноразового приме-
нения с кислородно-углеводородными ЖРД на первой ступени; IV—одноступенчатые МВКА SSTO с кисло-
родно-водородными ЖРД; V—крылатые двухступенчатые МВКА с кислородно-водородиыми ЖРД на первой
ступени
1—ракета-носитель «Европа» 3D; 2—ракеты-носители «Сатурн» 2 и 3; 3—ракета-носитель «Ариан» I; 4—ракета-
носитель «Ариан» 5; 5—две ступени ракеты-иосителя «Сатурн» 5; 6—ракета-носитель «Сатурн» IB; 7—МВКА
«Спейс Шаттл» с кислородно-водородиыми ЖРД; 8— МВКА HLLV фирмы Боинг с полезной нагрузкой 125 тс;
9—МВКА фирмы Рокуэлл; 10—МВКА HLLV фирмы Боинг с полезной нагрузкой 420 тс; //—МВКА MDD;
ф—реализованные проекты; О—нереализованные проекты
Рис. 7. Зависимость относительного веса полезной нагрузки от стартового веса для
различных ТКС
I—проект крылатого МВКА национальной ассоциации ракетной
техники (1971 г.); 2—проект крылатого МВКА MDD (1969 г.);
3—проект крылатого МВКА типа «Спейс Шаттл» националь-
ной ассоциации ракетной техники (1971 г.); 4—проект крыла-
того МВКА фирмы Боинг (1980 г.); 5—проект крылатого
МВКА НИЦ им. Лэигли (1980 г.); 6—проект крылатого
МВКА фирмы Боинг (1978 г.); 7—ВКС МВКА «Спейс Шаттл»
с внешним топливным баком; 8—проект МВКА фирмы МВВ
(1978 г.); 9—проект МВКА управления перспективных научно-
технических исследований NASA (1970 г.); 10—проект МВКА
SERV фирмы Крайслер (1970 г.); //—проект одноступенчатого
МВКА SSTO фирмы Боинг (1974 г.); /2—проект МВКА НИЦ
им. Лэнгли (1977 г.); 13—проект ракеты-носителя Н-45; 14—
ракета-носитель «Сатурн» 4; /5—ракета-носитель «Сатурн» 4В;
16—ракета-носитель «Сатурн» 2; 17—ракета-носитель «Ариан» 1;
18—ракета-носитель «Блу Стрик»; 19—ракета-носитель «Ти-
тан» ЗЕ; 20—проект межорбитального транспортного буксира
на основе внешнего топливного бака МВКА «Спейс Шаттл»
с ЖРД SSME; 21—-внешний топливный бак МВКА «Спейс
Шаттл»;	ф—реализованные	проекты; О-нереализованные
проекты
Рис. 8. Зависимость отношения сухого веса к весу ис-
пользуемого топлива для ступеней крылатых и бал-
листических МВКА и ракет-носителей одноразового
применения с кислородно-водородными ЖРД

_1_______I I_______I_____1_______I______I—
200	М 000	т	2000	6000	8000
Вес используемого топлива, тс
35
'(fx
т
2800
нм
/—МВКА ,Спейс Шаттл" (показан для сравнения); 2—крылатый МВКА HLLV-125 фирмы Боинг
(С?п и = 125 тс); 3—баллистический МВКА RLV-25 (дп. н = 125 тс); -/—крылатый МВКА
HLLV-420 (Оп и = 420 тс); 5—баллистический МВКА RLV-200 (ОПв и —1500 тс)
Рис. 9. Концепции крылатых н баллистических МВКА большой грузоподъ-
емности для выведения на низкие околоземные орбиты от 125 до 1500 тс
полезной нагрузки
т 200 зоо 500 то гооо оооо юооо ^CrWJpTTljnr'
а—пилотируемые крылатые двухступенчатые МВКА: б—двухступенчатые бал-
листические МВКА; в—одноступенчатые баллистические МВКА
/—двухступенчатый МВКА «Спейс Шаттл»; 2—МВКА HLLV-125 фирмы Боинг;
3—МВКА HLLV-420 фирмы Боинг; 4—МВКА RLV-5; 5—МВКА RLV-25; 6—ракета-
носитель «Ариан» I (показана для сравнения)
Q—нереализованные проекты;
ф— реализованные проекты
Рис. 10. Зависимость стоимости разработки (в иенах 1981 г.) от
стартового веса для пилотируемых крылатых двухступенчатых
МВКА, двухступенчатых и одноступенчатых баллистических МВКА
ший относительный вес полезной нагрузки имеют
крылатые двухступенчатые МВКА (Gn. н = 0,01—
0,02) и крылатые одноступенчатые МВКА (Gn. л =
= 0,005). Наибольший относительный Бесполезной
нагрузки у ракет-носителей одноразового приме-
нения, двигатели первых ступеней которых рабо-
тают на жидком кислороде и жидком водороде.
У двухступенчатых баллистических МВКА вели-
чина G,n. и несколько меньше из-за наличия у них
соответствующего теплозащитного покрытия и топ-
лива для отработки тормозного импульса.
Совершенство конструкции ступеней носителей
обычно характеризуется отношением сухого веса
ступени к весу используемого топлива. На рис. 8
показаны значения Gcyx/GT для ступеней' крыла-
тых и баллистических МВКА, а также ракет-носи-
телей одноразового применения, использующих
жидкий водород и жидкий кислород.
36
Для выбора оптимальной концепции ТКС не-
обходимо учитывать целый ряд факторов: стои-
мость разработки; стоимость запуска; уровень со-
отношения технического риска и вероятность ус-
пешного завершения программы; имеющиеся опыт
проектирования, оборудование и сооружения;
эксплуатационные требования и полетные зада-
ния; возможность модификации для увеличения
грузоподъемности; объем грузового отсека, удоб-
ство погрузки и разгрузки.
Опыт создания МВКА «Спейс Шаттл» и воен-
ные требования оперативной гибкости стимулиру-
ют изучение крылатых двухступенчатых МВКА
в качестве перспективных носителей большой
грузоподъемности. На рис. 9 показаны два крыла-
тых МВКА фирмы Боинг для выведения на низкие
околоземные орбиты соответственно 125 и 420 тс
полезной нагрузки, а также два баллистических
МВКА грузоподъемностью соответственно 125 и
1500 тс.
Особый интерес представляют стоимостные по-
казатели. На рис. 10 представлены зависимости
стоимости разработки от стартового веса для пи-
лотируемых двухступенчатых крылатых МВКА,
баллистических одно- и двухступенчатых МВКА.
При одинаковом стартовом весе стоимость раз-
работки двухступенчатых баллистических МВКА
в полтора-два раза выше, чем одноступенчатых
баллистических аппаратов, и на 50,%' меньше, чем
крылатых двухступенчатых МВКА. При одинако-
вом весе полезной нагрузки разница в стоимости
разработки становится меньше для баллистичес-
ких МВКА и больше для крылатых МВКА.
При увеличении стартового веса и размеров
МВКА в два раза стоимость разработки увеличи-
вается только на 12—20%;. Разработка односту-
пенчатых аппаратов обойдется дешевле, чем двух-
ступенчатых, даже если вес первых вдвое больше.
В табл. 2 представлены стоимости разработки трех
различных МВКА большой грузоподъемности для
выведения на низкие околоземные орбиты полез-
ной нагрузки весом 100 и 400 тс.
Если рассматривать эксплуатационные расходы
(затраты на управление, предстартовые операции,
математическое обеспечение запуска и полета
МВКА, топливо, спасение и транспортировку, вос-
становительный ремонт, амортизационные отчис-
ления, обслуживание стартового комплекса), то
для баллистических аппаратов они также будут
меньше, чем для крылатых МВКА (табл. 3).
В 1976 г. фирмой Боинг был проведен анализ
времени предстартовой подготовки для трех кон-
цепций перспективных МВКА, результаты которо-
го приведены в табл. 4.
Основным показателем качества перспективно-
го носителя большой грузоподъемности является
Таблица 2
Стоимость разработки МВКА большой
грузоподъемности
Вес полезной нагрузки, тс	Стоимость разработки МВКА, млрд. долл.		
	двухступенчатого крылатого	двухступенчатого баллистического	одноступенчатого баллистического
100	20	11	7
400	25	15	10
Таблица 3
Относительные эксплуатационные расходы крылатых
и баллистических МВКА грузоподъемностью 16 тс
Статьи расходов	МВКА		
	двухступен< чатый крылатый	двухступен- чатый бал- листиче- ский	односту- пенча- тый бал- листиче- ский
Прямые эксплуатаци- онные расходы (затра- ты на управление, пред- стартовые операции, ма- тематическое обеспече-	1,65	2,1	1,0
ние запуска и полета МВКА, топливо, спасе-			
ние и транспортировку ступеней)	2,0	1,3	1,0
Стоимость восстано-			
вительного ремонта в течение 100 полетов			1,0
Косвенные	эксплуа-	1,0	1,0	
тациониые расходы (об- служивание стартового комплекса)			
Амортизационные от-	3,1	1,0	1,2
числения			
Стоимость одного за- пуска	2,0	1.3	1,0
минимум стоимости транспортировки. Поэтому ап-
парат должен быть полностью сохраняемым, его
ресурс должен соответствовать 50—100 полетам
с минимальным восстановительным ремонтом.
Во-вторых, аппарат должен быть беспилотным,
поскольку герметичная кабина экипажа, СОЖ и
САС уменьшают вес полезной нагрузки и увели-
чивают стоимость.
В-третьих, технически МВКА должен быть до-
статочно прост; требуется свести к минимуму чис-
ло ступеней и переходных отсеков; исключить сбра-
сываемые баки или ускорители. Требуемая грузо-
подъемность аппарата должна обеспечиваться со-
ответствующим увеличением его размеров и веса,
а не сложности конструкции.
В-четвертых, аппарат должен быть как можно
проще в эксплуатации, поскольку для спасаемых
МВКА эксплуатационные расходы являются наи-
Таблица 4
Соотношение времени предстартовой подготовки
перспективных крылатых и баллистических МВКА
	Концепции МВКА		
Время предстартовой подготовки	двухсту- пенча- того крыла- того	двухступен- чатого бал- листиче- ского	одноступен- чатого бал- листиче- ского
Минимальный	пред- стартовый цикл, сутки Относительный показа- тель Временные затраты, ч Относительный показа- тель	8 1,3 195 2,2	10 1,7 232 2,6	6 I ,0 90 1,0
37
а—стоимости выведения, обеспечиваемые ТКС на
базе ракеты-носителя «Ариан»; б—стоимости наве-
дения, обеспечиваемые на основе МВКА «Спейс
Шаттл»; в—стоимости выведения, обеспечиваемые
ТКС на основе новых, полностью спасаемых МВКА
/-ракета-носитель «Ариан» 1;	2—ракета-носитель
«Ариан» 2; 3—-ракета-носитель «Ариан» 3; 4—раке-
та-носитель «Ариан» 4; 5—ракета-носитель «Ариан»
RSS; б1—ракета-носитель «Ариан» 5; 7—МТА SSUS;
8—МТА OTV-R; 9—МТА на базе ступени «Центавр»;
10—МТА OTV-E; 11—баллистический МВКА с МТА
OTV; /2—баллистический МВКА с МТА IUPS;
/3—баллистический МВКА с МТА, оснащенным дви-
гателем Н-10
Рис. 11. Удельная стоимость выведения по-
лезной нагрузки на геостационарную орбиту
с помощью ТКС различного типа
большей составляющей общих затрат [2]. При со-
здании, например, космической электростанции ве-
сом 50 000 тс на геостационарной орбите потребу-
ется 200 или 750 полетов МВКА, выводящих на
низкую околоземную орбиту соответственно по 450
или 125 тс грузов. Если на сборку космической
электростанции отводится ~6 месяцев, интенсив-
ность грузопотока по трассе Земля—орбита долж-
на быть очень высокой (1—4 полета в день), что
потребует большого парка носителей. Однако ТКС
на основе МВКА «Спейс Шаттл» в 1990-х годах
будут использоваться для выведения на геостацио-
10
/—одноступенчатый баллистический МВКА SSTO:
2—«бак жидкого кислорода (диаметр 9 м, объем
520 м3); 3—бак жидкого водорода (диаметр 14 м,
объем 1450 м3); 4—связка основных ЖРД; 5—од-
ноступенчатый баллистический МВКА SSTO со связ-
кой ракетно-прямоточных ускорителей или допол-
нительной разгонной ступенью; 6'—бак жидкого
кислорода; 7—бак жидкого водорода; 8—связка ра-
кетно-прямоточных ускорителей; 9—связка основных
ЖРД; Ю—двухступенчатый баллистический МВКА;
И—бак жидкого водорода второй ступени; 12—бак
жидкого кислорода второй ступени; 13—связка ос-
новных ЖРД второй ступени; 14—баки жидкого
кислорода первой ступени; 15—бак жидкого водо-
рода первой ступени; 16—связка основных ЖРД
первой ступени
Рис. 12. Альтернативные -концепции баллисти-
ческих МВКА большой грузоподъемности
1—низкая околоземная орбита МВКА SSTO высотой 200 км;
2—стыковка МВКА SSTO с МТА OTV, возвратившимся с
геосинхронной на парковочную орбиту; 3—отработка тормоз-
ного импульса для посадки МВКА SSTO с буксиром OTV; 4—
вход МВКА SSTO с МТА OTV в атмосферу; 5—«посадка МВКА
SSTO с МТА OTV; б1—полезная нагрузка; 7—МТА OTV; 8—
бак жидкого кислорода; 9—бак жидкого водорода; 10—баки с
водой для охлаждения теплозащитного экрана; //—основные
ЖРД
Рис. 13. Концепция использования одноступенчатого
баллистического МВКА SSTO с МТА OTV для выве=
дения полезных нагрузок на геосинхронную орбиту
парные орбиты только от 5 до 7 тс полезной на-
грузки или грузов весом 11 тс и МТА одноразово-
го применения за два полета МВКА «Спейс
Шаттл». Удельная стоимость выведения полезной
нагрузки в этом случае будет в пределах 10000—
15000 долл.|/кгс (в ценах 1981г.). Для любыхТКС
на основе МВКА «Спейс Шаттл» невозможно бу-
дет достигнуть удельной стоимости выведения по-
лезной нагрузки на геостационарную орбиту менее
10 000 долл./кгс (рис. 11) [1].
Наиболее перспективными МВКА большой гру-
зоподъемности являются беспилотные баллисти-
ческие аппараты, особенно одноступенчатые, кон-
цепции которых иллюстрируются на рис. 12.
Для создания одноступенчатых баллистических
МВКА подготовлена определенная техническая ба-
за: уже использовались спускаемые аппараты ти-
па «Аполлон»; создан кислородно-водородный
ЖРД SSME с высоким давлением в камере сго-
рания; отработан принцип вертикальной' посадки.
Тем не менее еще нет достаточного опыта разра-
ботки подобных аппаратов и необходимо проведе-
ние дополнительных исследований. Следует отме-
тить, что для увеличения диапазона выполняемых
задач и улучшения летно-технических характерис-
тик одноступенчатого баллистического МВКА
SSTO возможно применение на нем дополнитель-
ных ускорителей или разгонной ступени. Верти-
кальное снижение аппарата в зону стартового
комплекса на последнем участке траектории мо-
жет осуществляться с помощью тормозной тяги
повторно включенных четырех ЖРД. Альтерна-
тивной концепцией является посадка на воду в
океане, на поверхность искусственного озера или
даже на землю с помощью выдвижных посадоч-
ных штанг.
МВКА SSTO требуется большая стартовая пе-
регрузка, чем многоступенчатым ракетам-носите-
лям (1,5 вместо 1,3). На участке выведения необ-
ходимо обеспечить более чем десятикратное умень-
шение уровня тяги двигательной установки путем
выключения отдельных двигателей или их дроссе-
лирования. Оптимальным представляется приме-
нение от 16 до 20 ЖРД, расположенных по окруж-
38
За даиия	Удаление
радиоактивных
отходов
й—выведение на низкую околоземную орбиту; б—выведение из
сферы притяжения Земли; в—'выведение на геостационарную ор-
биту МТА одноразового применения; г—выведение на геоста-
ционарную орбиту МТА многократного применения; б—полет на
геостационарную орбиту и обратно (создание солнечных косми-
ческих электростанций); с—полеты с большими характеристиче-
скими скоростями
/—обычные МТА для вывода радиоактивных отходов;
2—МТА иа Н2 4- О3 (/ « 480 с), выводимый МВКА „Спейс Шаттл";
3—МТА, собираемый на орбите^
4—МТА на Н2Оо (/уД 480 с), выводимый носителем HLLV:
5—МТА, собираемый иа орбите и выводимый носителем HLLV;
б—МТА с перспективными двигателями (ЖРД на Н3 с нагревом
радиоактивными отходами, /уд « 900 с: электрореактивный двигатель
на солнечной энергии, /	« 2500 с; электрореактивный двигатель иа
ядерной энергии, /	« 5000 с)
0,000 и др. —МТА модульной схемы;
О—МТА с одним топливным баком
Рис. 14. Назначение и грузоподъемность МТА
ности теплозащитного экрана у основания аппара-
та. Это позволит постепенно отключать по 4 дви-
гателя.
Рассматриваются концепции баллистических
одноступенчатых МВКА с МТА для полетов в ос-
новном на геосинхронные орбиты (рис. 13). Счи-
тается, что именно комбинация баллистических
МВКА SSTO и МТА позволит создать наиболее
экономичную ТКС большой грузоподъемности.
Транспортировка различных грузов на геоста-
ционарную орбиту или выполнение межпланетных
полетов могут быть обеспечены при использова-
нии многоцелевых МТА (рис. 14). Выводимый на
низкую околоземную орбиту с помощью баллисти-
ческого носителя МТА может состоять из цент-
рального модуля весом —30 тс, что обеспечивает
доставку 10 тс на геостационарную орбиту. При-
менение МТА модульной конструкции обеспечива-
ет необходимое увеличение грузоподъемности. В за-
висимости от числа топливных баков при МТА од-
норазового применения может быть выведено на
геостационарную орбиту от 50 тс (два бака) до
120 тс полезной нагрузки (шесть баков). В случае
многократного применения МТА можно будет вы-
вести на геостационарную орбиту 40—95 тс по-
лезной нагрузки. В табл. 5 приведены веса полез-
ной нагрузки для различных вариантов модульных
МТА.
На рис. 15 представлены две схемы МТА мо-
дульной конструкции, а в табл. 6 — их весовая
сводка.
На рис. 16 показаны различные варианты раз-
мещения полезной нагрузки в головном отсеке
МВКА большой грузоподъемности. При установ-
/—схема со стандартными топливны-
ми баками; 2—отсек полезной на-
грузки; 3—приборный отсек; 4—топ-
ливные баки; 5—ЖРД; б—схема с
удлиненными топливными баками
Рис. 15. Схемы двух МТА мо-
дульной конструкции, оснащен-
ных кислородно-водородными
 ЖРД НМ-25
ке в головном отсеке МТА используется обтека-
тель длиной 30 м и диаметром 13 м.
При доставке топлива в головном отсеке МВ КА
HLLV под обтекателем длиной 35 м и диаметром
13 м могут быть размещены заполненные удлинен-
ные баки жидкого кислорода и жидкого водорода,
а также часть пустых стандартных баков МТА,
используемых на геостационарной орбите в ка-
честве конструктивных элементов.
Жидкий водород может использоваться как ра-
бочее тело ЖРД при удалении радиоактивных от-
ходов, когда тепловая энергия радиоизотопов при-
меняется для его нагрева.
Вариант III предусматривает размещение связ-
ки баков длиной 7 м и диаметром 3,8 м, в кото-
рых находится —100 тс жидкого водорода, а так-
же баков с 220 тс воды.
Возможно использование крупногабаритных ба-
ков диаметром 12 м, в которых находится —200 тс
жидкого водорода, а также бака с 120 тс воды.
При установке полезных нагрузок в соответствии
с вариантом III потребуется использование обте-
кателей длиной' 32 или 37 м.
Вариант III б предусматривает размещение под
обтекателем головного отсека МВКА HLLV дли-
ной 40 м связки баков жидкого водорода (—100тс),
бака с водой (120 тс), контейнеров с полезной на-
грузкой и аппаратурой ( — 100 тс).
На рис. 17 показаны размеры топливных баков
ТКС, созданных в США и Западной Европе, и
перспективных МТА [2].
Западноевропейскими специалистами изучается
возможность последовательного перехода от раке-
ты-носителя «Ариан» 1 одноразового применения к
одноступенчатым баллистическим МВКА. Этот пе-
реход предполагается. осуществить к середине
39
Таблица 5
Вес полезной нагрузки, выводимой на геостационарную орбиту МТА с максимальным стартовым весом 320 тс
	Компоновочная схема					
Варианты	применения	О	ООО				Примечание
Доставка грузов (од- норазовое	примене- ние) *	12	50	65	90	120	Последовательное от- деление баков
Доставка грузов (мно- горазовое применение) **	10	40	55	70	95	Основной вариант
Доставка	грузов (часть баков не сохра- няется) **	10	55,7 (60)	73,5 (80)	93,5 (102)	112 (125)	Топливные баки мо- гут использоваться на геостационарной орби- те в качестве конструк- тивных элементов
Доставка и возвраще- ние грузов (многоразо- вое применение) **	~3,5	— 17.5	-20,5	~25	-35	Представляет частич- ный интерес
* Вес топлива 187 тс.
** Вес топлива 209 тс.
/—размещение полезной нагрузки (95 тс) и МТА (225 тс); //—разме-
щение полезной нагрузки при доставке на орбиту Н2 и О2 (вес по-
лезной нагрузки 300 тс, вес аппаратуры и пустых топливных баков,
используемых на орбите в качестве конструктивных элементов,
20 тс); ///—варианты размещения полезной нагрузки при доставке
на орбиту Н2 и Н2О: а—100 тс жидкого водорода, 220 тс воды
и аппаратуры нли 200 тс жидкого водорода, 120 тс воды и аппа-
ратуры; б—100 тс жидкого водорода, 120 тс воды, 100 тс другой
полезной нагрузки и аппаратуры
/—полезная нагрузка; 2—приборный отсек; 3—полные топливные баки
жидкого водорода и жидкого кислорода; 4—пустые топливные баки
жидкого водорода и жидкого кислорода, используемые иа орбите
в качестве конструктивных элементов; 5—полные баки жидкого во-
дорода; 6—полные или частично заполненные баки с водой
Рис. 16. Варианты размещения полезных нагрузок (суммар-
ный вес 320 тс) в головном отсеке МВКА HLLV
1990-х годов последовательной модификацией вто-
рой ступени ракеты «Ариан», оснастив ее сначала
кислородно-водородными ЖРД и обеспечив воз-
можность возвращения с низковысотных орбит, а
затем создав на ее основе одноступенчатый бал-
листический МВКА (рис. 18).
Возможно также создание совершенно нового
одноступенчатого баллистического аппарата. Пер-
воначально он может быть одноразового примене-
4	5
8,4-лг
Таблица 6
Весовая сводка двух вариантов МТА
модульной конструкции
Веса, тс	Вариант	
	со стандар- тными топливными баками	с удлинен- ными топ- ливными баками
Стартовый вес	320	555
Вес МТА без полезной	225	355
нагрузки Вес топлива	209	330
Вес полезной нагрузки	95	200
а—криогенные топливные баки периода 1978—1985 гг.;
б—криогенные тойливные баки периода 1990—1995 гг.
для МТА, выводимых МВКА HLLV
/—бак жидкого водорода и жидкого кислорода ракет-
носителей «Ариан» 1—3; 2—бак жидкого кислорода и
жидкого водорода ракеты-носителя «Центавр»; 3—бак
жидкого кислорода и жидкого водорода ракеты-носи-
теля «Ариан» 5; 4—бак жидкого кислорода и жидкого
водорода ракеты-носителя «Сатурн» 2; 5—внешний топ-
ливный бак МВКА «Спейс Шаттл»; 6— бак жидкого
кислорода и жидкого водорода с диаметром 4 м; 7—
бак жидкого водорода с диаметром 4 м; 8—бак жид-
кого водорода с диаметром 12 м
Рис. 17. Размеры криогенных топливных баков
современных носителей и перспективных МТА
40
ния, что устранит все проблемы входа в атмосфе-
ру, спасения и проведения восстановительного ре-
монта. В ходе дальнейших разработок возможно
/-ракета-носитель «Ариан»; 2—создание для ракеты-носителя
«Ариан» второй ступени многократного применения с кисло-
родио-водородными ЖРД; 3—создание одноступенчатого бал-
листического МВКА (см. рис. 13)
Рис. 18. Схема перехода от ракеты-носителя «Ариан»
одноразового применения к баллистическому односту-
пенчатому МВКА, предлагаемая западноевропейскими
специалистами
обеспечить многоразовое применение этого аппа-
рата, модифицировав его в одноступенчатый бал-
листический МВКА [1].
1. Koelle D. Е. The next generation of launch vehicles.
Journal of the British Interplanetary Society, 1981, v. 34,
N 5, p. 201—204.
2. К о e 1 1 e D. E., R e i c h e r t R. G. Future heavy cargo
space transportation systems.
Zeitschrift fur Flugwissenschaften und Weltraumforschung,
1981, Bd. 5, III—IV, N 2, S. 69—77.
Референт П. И. Качур.
УДК 629.784
ДОЛГОСРОЧНЫЕ ПРОГНОЗЫ РАЗВИТИЯ
ЗАПАДНОЕВРОПЕЙСКИХ КОСМИЧЕСКИХ ТРАНСПОРТНЫХ СИСТЕМ *
Исследование будущих поколений западноевро-
пейских носителей космических объектов парал-
лельно с разработкой усовершенствованных ва-
риантов ракеты-носителя «Ариан» представляется
вполне обоснованным, так как внедрение перспек-
тивной техники требует значительного времени.
Представляется очевидным, что грузоподъемность
ракеты-носителя «Ариан» недостаточна для буду-
щей европейской космической программы. При
длительной эксплуатации спутников и космичес-
ких станций возникает необходимость возвраще-
ния объектов из космоса. К концу текущего столе-
тия в Западной Европе может возникнуть необхо-
димость удаления радиоактивных отходов ядер-
ных реакторов. Это может стимулировать разра-
ботку многоразовых носителей относительно боль-
шой грузоподъемности, обеспечивающих высокую
частоту запусков.
Развитие существующих или создание новых
космических транспортных систем  зависят от за-
планированных операций. Программы новых кос-
мических систем требуют предварительного созда-
ния необходимого технического задела, долгосроч-
ного планирования и анализа перспектив развития
космической техники. Внедрение новой техники
может быть начато на небольших ступенях, а за-
тем на более крупных ступенях для постепенного
увеличения грузоподъемности и экономической эф-
фективности носителей.
Разработка многоразового воздушно-космичес-
кого аппарата МВКА «Спейс Шаттл» в США пред-
ставляет собой пример перехода от обычных носи-
телей однократного применения к многоразовым
системам. Полностью сохраняемая двухступенча-
тая система не могла быть создана сразу в основ-
ном по экономическим соображениям. Несохраняе-
* Reichert R. G. Potential longer range trend in
European space launcher developments.
Preprint IAF-81-18.
мый топливный бак и твердотопливные ускорите-
ли явились результатом компромиссного решения.
Уже разработаны проекты вариантов МВКА с по-
вышенной грузоподъемностью и улучшенными эко-
номическими показателями. В качестве первого
шага возможна замена твердотопливных ускори-
телей ускорителями с ЖРД- К концу текущего сто-
летия, вероятно, возникнет потребность в больших
грузовых носителях, многочисленные проекты ко-
торых изучаются в США.
В Западной Европе имеются планы создания
улучшенных вариантов ракеты-носителя «Ариан»
(«Ариан» 2, 3 и 4). Эти носители обеспечат выпол-
нение космической программы в ближайшие годы,
включая начало 1990-х годов, но в будущем воз-
никнет необходимость в западноевропейском мно-
горазовом носителе.
На рис. 1 показано изменение по годам суммар-
ного веса объектов, запускаемых на орбиту, в со-
ответствии с западноевропейской космической про-
граммой.
На графике показаны пределы грузопотока в
случае использования только ракет-носителей
«Ариан» и возможности, обеспечиваемые перспек-
тивным многоразовым грузовым носителем. Пунк-
тирной линии соответствует оптимистический прог-
ноз развития космической программы, предусмат-
ривающий начало подготовки создания космичес-
ких солнечных электростанций в конце 1990-х го-
дов.
Проведенные исследования показывают, что
стоимость выведения полезной нагрузки ракетой-
носителем «Ариан» 1 на геостационарную орбиту
может быть уменьшена примерно на 40% в случае
применения носителя «Ариан» 4 и составит около
35 000 долл./кгс. Использование МВКА «Спейс
Шаттл» обеспечит снижение затрат до
15 000 долл.|/кгс, а в случае полностью многоразо-
вого грузового носителя соответствующих разме-
ров стоимость выведения в будущем может быть
41
а—обычные ракеты-носители;	б—грузовые носители многократного
использования
/—создание космических солнечных электростанций;	2—создание
станций иа геостационарной орбите, удаление в космос радиоактив-
ных отходов
-..-— — номинальный прогноз;
— — —------ оптимистический прогноз;
— •---------возможности в случае применения только обыч-
ных ракет-носителей
/—тяжелый одноступенчатый грузовой носи-
тель HLLV (проект фирмы Боинг); 2—двух-
ступенчатый воздушно-космический аппарат
TSTO с первой ступенью, оснащенной ВРД
(проект фирмы Дорнье); 3—двухступенчатый
баллистический носитель TSTO с ЖРД на
Н2+О2 (проект фирмы Дорнье); 4—крылатый
тяжелый носитель HLLV с параллельной ра-
ботой ступеней (проект фирмы Боинг); 5—
одноступенчатый баллистический носитель с
ЖРД на Н2+О2 (проект фирмы МВБ); 6—
«Ариан» 4 и 5; 7—«Сатурн» 1; 8—«Са-
турн» 5; 9—МВКА «Спейс Шаттл»; 10—ва-
рианты МВКА «Спейс Шаттл»
Рис. 2. Эффективность различных про-
ектов носителей класса HLLV
Рис. 1. Прогнозы роста веса грузов, выводимых на низкую
околоземную орбиту за год для западноевропейских орга-
низаций
3500 долл./кгс (это соответствует стоимости выве-
дения на низковысотную орбиту 500 долл./кгс).
В связи с перспективой создания космических
солнечных электростанций в США появились про-
екты носителей большой грузоподъемности HLLV
(Heavy Lift Launch Vehicles) co стартовым весом
до 11 000 тс, хотя в последнее время наметилась
тенденция уменьшения массы аппаратов до 2000—
4000 т.
Для обеспечения космической программы в пе-
риод 1986—1992 гг. в Западной Европе будут ис-
пользоваться носители семейства «Ариан». И лишь
затем должно появиться второе поколение много-
разовых носителей.
Проведенный анализ указывает на снижение
стоимости выведения полезной нагрузки при уве-
личении размеров и повышении эффективности но-
сителя. Для того чтобы компенсировать высокую
стоимость разработки многоразовых систем, необ-
ходимо обеспечить частоту использования до 50 за-
пусков в год.
ЭФФЕКТИВНОСТЬ КОСМИЧЕСКИХ ТРАНСПОРТНЫХ
СИСТЕМ
График на рис. 2 иллюстрирует уровень техни-
ки и транспортную эффективность различных но-
сителей. Показателем эффективности является от-
ношение веса полезной нагрузки к стартовому ве-
_ Gn и
су аппарата, Оп. н = -р-:—. Эта величина для ра-
^старт
кеты-носителя «Сатурн» 1 составляет 3%, для
«Сатурн» 5 — 5%', а для МВКА «Спейс Шаттл»
всего 1,5%', что объясняется относительно низ-
ким удельным импульсом твердотопливных уско-
рителей МВКА и наличием на его орбитальной
ступени — воздушно-космическом самолете аэро-
динамических несущих поверхностей для осущест-
вления посадки. Модифицированный вариант
МВКА, в котором стартовые РДТТ будут замене-
ны ускорителями с ЖРД на Н2+О2, будет иметь
Gn. и порядка 2%'.
Предлагаемый в США полностью сохраняемый
крылатый носитель HLLV имеет относительную по-
лезную нагрузку 4—6% в зависимости от разме-
ров и используемых систем. На рис. 3 изображен
Г-8 ЖРД типа SSME; 2—13 ЖРД,
работающих на метане и кислороде
Рис. 3. Тяжелый носитель с
параллельными крылатыми
ступенями (проект фирмы Бо-
инг)
двухступенчатый носитель HLLV параллельной
схемы, в котором применяется перекачка топлива
из первой ступени во вторую. Основные характе-
ристики аппарата: стартовый вес 5048 тс, вес пер-
вой ступени 3380 тс (топливо 3034 тс), вес второй
ступени 1441 тс (топливо 1200тс), вес полезной на-
грузки 227 тс.
В западноевропейских проектах рассматрива-
ются одноступенчатые баллистические многоразо-
42
вне носители, соответствующие на рис. 2 заштри-
хованной области и имеющие относительную по-
лезную нагрузку 2,5—3,5%' в зависимости от раз-
мера. Для баллистических многоразовых двухсту-
пенчатых носителей (двойная штриховка) указан-
ный параметр равен 6—9%'. Эти преимущества
должны компенсировать повышенную стоимость
многоразовых одноступенчатых систем выведения.
Дальнейшее совершенствование аппаратов может
быть достигнуто путем применения ВРД (верхняя
часть области двойной штриховки).
Согласно исследованиям фирмы Боинг, уско-
ренное внедрение новейших технических решений
позволит довести относительный вес полезной на-
грузки до 15%'. Весьма сомнительно, чтобы такая
эффективность была обеспечена для следующего
поколения носителей, особенно западноевропей-
ских, поэтому следует ориентироваться на Gn н =
= 6%.
ТРАНСПОРТНЫЕ АППАРАТЫ ДЛЯ ДОСТАВКИ
ГРУЗОВ НА ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ
Для многих космических операций требуются
межорбитальные транспортные аппараты (МТА).
Экономические и технические показатели мно-
горазовых МТА могут быть улучшены в случае ис-
пользования на низковысотной орбите специаль-
ных баз для заправки топливом и технического об-
служивания.
Для высокоэнергетических (межпланетных)
операций могут быть применены последовательно
сбрасываемые внешние топливные баки. На рис. 4
показаны возможности ряда существующих и пер-
спективных носителей, определяющих основные па-
раметры МТА различного назначения.
ПЕРСПЕКТИВНЫЕ КОНЦЕПЦИИ НОСИТЕЛЕЙ
На рис. 5 представлены основные перспектив-
ные носители, рассматриваемые в США и Запад-
ной Европе. В западноевропейских проектах пре-
обладают баллистические системы выведения.
/—тяжелые носители США (HLLV); //—аппараты па основе МВКА
«Спейс Шаттл»; III—европейский тяжелый носитель; IV— МВКА
«Спейс Шаттл» с увеличенной грузоподъемностью; V—МВКА «Спейс
Шаттл»; VI—«Ариана» 5
а_НИЗковысотная орбита; б—геостационарная орбита; в—гелиоцент
рическая орбита; а—лунная орбита; д—полеты за пределы солнечной
системы
-----------одноразовые аппараты на НаО2;
— — —------одноразовые аппараты на топливе с относительно
небольшим удельным импульсом
Рис. 4. Требования к грузоподъемности носителей для выво-
да объектов на низкую орбиту, основанные па характерис-
тиках межорбитальных буксиров и полетных заданиях
Крайний справа на рисунке — проект носителя с
возвращаемой первой ступенью, оснащенной ПВРД
и ЖРД на Н2+О2.
Вопрос о выборе крылатых первых ступеней,
возвращающихся к месту старта, или многоразо-
вых баллистических ступеней необходимо решать
на основе всестороннего экономического анализа.
Баллистическое возвращение второй ступени,
достигшей низковысотной круговой орбиты, прин-
ципиально может быть осуществлено с посадкой
в точку старта. Выполнение ступени в крылатом
/—МВКА „Спейс Шаттл“ (Рокуэлл); //—аппараты на основе МВКА „Спейс Шаттл“
(Рокуэлл); ///—тяжелый крылатый носитель HLLV-125 (в скобках HLLV-420) (Боинг);
IV — тяжелый одноступенчатый крылатый носитель HLLV (Боинг); V— ,Ариаи“ 5 (CNES);
VI _ одноступенчатый носитель (МВБ); V7/—двухступенчатый * носитель TSTO иа
Н2+О2 (Дорнье); VIII— двухступенчатый носитель ТьТОд с первой ступенью, оснащен-
ной ВРД, и второй ступенью на Н2 + Оз (Дорнье и технологический университет
в Штутгарте)
Рис. 5. Проекты перспективных носителей большой грузоподъемности
43
варианте потребует значительного увеличения мас-
сы конструкции. Баллистическая первая ступень
вообще не может самостоятельно возвратиться в
точку старта, а увеличение массы конструкции
вследствие применения крыла менее значительно,
чем для второй ступени.
ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ЗАПАДНОЕВРОПЕЙ-
СКОМУ БАЛЛИСТИЧЕСКОМУ НОСИТЕЛЮ ВТОРОГО
ПОКОЛЕНИЯ
Для выработки концепции европейского носи-
теля для реализации проекта в конце 1990-х го-
дов были приняты следующие предположения:
50—80 запусков в год на низковысотную орби-
ту, грузоподъемность носителя — 50 тс;
уровень техники, соответствующий уже достиг-
нутому в США, или несколько более высокий;
Gn.H-6%;
полностью сохраняемые ступени, рассчитанные
на 100 полетов;
возможность использования верхних ступеней
для широкого круга заданий;
место старта в океане.
На основе выполнения исследований предпола-
гаются следующие показатели ступеней:
/—полет на низковысотиую орбиту; //—полет с низковысотиой орбиты
(операции с возвращением), ДКхар = 3,2 км/с: /// — вывод иа гелиоцен-
трическую орбиту (удаление радиоактивных отходов), ДУХ =1,25 км/с
/—Н2+О3; 2—долгохраиимое топливо; <3—одноразовый МТА на Н34-О2
многоразовый МТА иа Н2 O.j 5—защитная система RIPS; 6—двух-
ступенчатый баллистический носитель TSTO; 7—баллистический одно-
ступенчатый носитель SSTO; ^—варианты МВКА „Спейс Шаттл; 9—МВКА
„Спейс Шаттл*
Рис. 6. Характеристики грузового носителя для обеспечения
полетов на гелиоцентрическую орбиту
	Первая ступень	Вторая ступень	МТА	Гелиоцен- трическая ступень
Удельный импульс, с	420	455	465	285
Оп.н- %	14	13,5	12-13	11-12
Операции по удалению радиоактивных отходов
в космос планировались из расчета годового накоп-
ления ядерных отходов 280 тс, что с учетом их кон-
тейнеризации потребует вывода на гелиоцентри-
ческую орбиту 565 тс. Считалось, что за один по-
лет удаляется 7,5 тс отходов в контейнерах, для
обеспечения безопасности при входе в атмосферу
и при ударе при посадке (аварийное прекращение
полета) требуется система защиты RIPS (Reentry/
Impact Protection System) весом 15 тс.
Эти условия приводят к необходимости осу-
ществлять 80 запусков в год, что потребует 12 ап-
паратов и организации двух стартовых комплек-
сов.
АППАРАТ ДЛЯ ВЫВОДА РАДИОАКТИВНЫХ
ОТХОДОВ НА ГЕЛИОЦЕНТРИЧЕСКУЮ ОРБИТУ
Расчетная гелиоцентрическая орбита занимает
промежуточное положение между орбитами Зем-
ли и Венеры. Двухступенчатый носитель TSTO
должен сначала вывести МТА на орбиту с высо-
той 350 км. Затем МТА переходит на промежу-
точную гелиоцентрическую орбиту (перелет зани-
мает около 163 дней). МТА после этого возвраща-
ется на низковысотную земную орбиту, а специ-
альная ступень выводит отходы на конечную ге-
лиоцентрическую орбиту.
С помощью графиков на рис. 6 можно рассчи-
тать характеристики ступеней аппарата. Для пе-
ревода груза весом 7,5 тс на гелиоцентрическую
орбиту требуется МТА весом —40 тс (20 тс На +
+ Ог), а с учетом веса защитной системы RIPS
(15 тс) —55 тс. Суммарная масса носителя TSTO
в этом случае будет —900 т. Схема аппарата при-
ведена на рис. 7. Защитный экран'второй ступени
может быть оснащен системой активного охлаж-
дения. Каждая из ступеней снабжена посадочны-
ми парашютами и устройствами для обеспечения
плавучести.
МОДУЛЬНАЯ КОНСТРУКЦИЯ МТА
МТА должен быть пригоден для выполнения
различных полетных заданий', которым соответст-
вуют различные величины характеристической ско-
рости. В связи с этим удобна модульная схема
МТА, возможности которой показаны на рис. 8.
МТА со стартовым весом 55 тс может вывести
примерно 16 тс полезной нагрузки на геостацио-
нарную орбиту, используя 33,5 тс кислорода и во-
дорода (пустой аппарат возвращается на низко-
высотную орбиту). В случае одноразового исполь-
зования МТА на геостационарную орбиту может
быть выведено 19,5 тс полезной нагрузки.
Для вывода радиоактивных отходов на гелио-
центрическую орбиту рассмотрен МТА со старто-
вым весом 40 тс (защитная система весом 15 тс
остается на низковысотной орбите).
Последняя ступень МТА оснащена РДТТ, топ-
ливо которого весит 20 тс. Такой многоразовый
МТА способен выводить примерно 10 тс радио-
активных отходов на геостационарную орбиту.
В случае высокоэнергетических полетных зада-
ний применяются МТА с увеличенными размера-
ми и весом. Вес водорода и кислорода в этом слу-
чае достигает 44,5 тс.
Для одноразовых МТА нагрузке в 3,9 тс мо-
жет быть обеспечено приращение характеристи-
ческой скорости 8 км>/с. Последовательный сброс
топливных баков дает дополнительно 2 км/с.
Дальнейшее увеличение грузоподъемности МТА
может быть обеспечено установкой дополнитель-
ных баков на низковысотной орбите при сохране-
нии исходного носителя.
44
Диам. 6м
5:
2-я ступень
5
Диам. 12 м
1-я ступень
Л
4—гелиоцентрическая
Защитная систе-
ма Я1Я5
Обтекатель
Ступень Вывода
наконечную орбиту
МТД
@п.н~16ТС
Диам. 17,5м
Рис. 7. Баллистический
ет=55,5тс
отходов;
орбита (0,85 АЕ), удаление радиоактивных
Б—геостационарная орбита
возвращаемый грузовой носитель (АЕ — астрономи-
ческая единица)
/—низковысотная орбита; II—
геостационарная орбита; III—
полеты к планетам
а—одноразовые МТА, <?т =
= 33,5 тс; б—многоразовые
МТА для полетов иа геоста-
ционарную орбиту, (?т =
= 33,5 тс; в — многоразовые
МТА для удаления радиоак-
тивных отходов, (?т	20 тс
Рис. 8. Характеристики
и операции модульных
МТА для европейского
грузового	носителя
(сравнение с ракетами-
носителями семейства
«Ариан»)
45
ПОЛЕТНЫЕ ЗАДАНИЯ
Для будущих многоразовых носителей харак-
терными являются три типа полетных заданий:
А — полеты на геостационарную орбиту;
В — полеты на гелиоцентрическую орбиту;
С — полеты на низковысотную орбиту.
На рис. 9 изображены рассматриваемые типо-
вые операции с использованием двухступенчатого
носителя баллистического типа TSTO. Первая сту-
пень должна совершать посадку в океан (а). Как
Необходимо решить множество проблем в сле-
дующих областях техники:
1.	«Криогенная техника»:
силовые установки;
управление топливными системами;
конструкция баков и теплоизоляция;
двигатели многократного включения.
2.	Системы обеспечения входа в атмосферу и
посадки:
«горячая» или активно охлаждаемая обшивка;
/--низковысотная орбита; //—дача импульса для выхода па гелиоцентрическую орбиту; Ш—
геостационарная орбита; /I --гелиоцентрическая орбита
Рис. 9 Модель будущих транспортных операций для нового поколения европейских
носителей
альтернативный вариант рассматривается также
посадка первой ступени в зоне старта (с). Вторая
ступень выводится на орбиту высотой —350 км.
Отсюда многоразовый МТА совершает полет на
геостационарную орбиту, затем возвращается на
Землю после стыковки с многоразовой второй сту-
пенью носителя. В случае полета на гелиоцентри-
ческую орбиту МТА должен возвратиться на низ-
ковысотную орбиту, состыковаться со второй сту-
пенью и осуществить спуск к месту старта.
Справа на рис. 9 изображен МТА, базирующий-
ся на постоянной пилотируемой космической стан-
ции (вторая ступень возвращается на Землю без
МТА). Водород и кислород на станции могут про-
изводиться путем электролиза доставляемой с Зем-
ли воды с использованием солнечной энергии. Сле-
дует отметить, что в настоящее время еще не ясно,
будет ли для Западной Европы конца 1990-х го-
дов оптимальным носитель баллистического типа
или крылатый носитель.
ТЕХНИКА ЗАПАДНОЕВРОПЕЙСКОГО НОСИТЕЛЯ
ВТОРОГО ПОКОЛЕНИЯ
Для разработки грузового носителя к концу
этого столетия должен быть создай соответствую-
щий технический задел.
Основные проблемы относятся к области «крио-
генной техники» (двигатели, конструкция баков,
теплоизоляция), а также к системам, обеспечиваю-
щим возвращение ступеней (горячая конструкция,
активные системы теплозащиты). Важной пробле-
мой является также автоматизация процесса функ-
ционирования аппаратов па орбите.
посадочные устройства (парашюты, шасси, си-
стемы управления посадкой).
3.	Операции на орбите:
системы сближения и стыковки;
математическое обеспечение;
резервные устройства на случай отказа дистан-
ционно-управляемых систем.
4.	Системы кондиционирования и обеспечения
жизнедеятельности.
5.	Специфика операций по выводу в космос ра-
диоактивных отходов:
оборудование для безопасной погрузки контей-
неров с радиоактивными отходами;
защитные системы на случай аварийного пре-
кращения полета.
НОСИТЕЛЬ С КРЫЛАТОЙ ПЕРВОЙ СТУПЕНЬЮ
Наряду с носителями баллистического типа был
рассмотрен носитель с крылатой' первой ступенью,
осуществляющий посадку, что наиболее удобно
для европейских условий. Конечно, стоимость раз-
работки такого аппарата будет значительно выше,
зато стоимость эксплуатации снизится.
Вес конструкции крылатой ступени будет боль-
ше, чем баллистической, из-за наличия аэродина-
мических несущих поверхностей и органов управ-
ления турбореактивных двигателей (которые ис-
пользуются на заключительном этапе спуска в ат-
мосфере) и особой формы корпуса.
По сравнению с баллистической первой сту-
пенью крылатая ступень будет иметь примерно на
300 тс больший вес, в результате чего вес носите-
ля составит 1200 тс.
46
Рис. 10. Грузовой носитель с крылатой первой ступенью (проект)
Относительный вес конструкции будет равен
20,5% по сравнению с 14%' для баллистического
аппарата.
Основные данные грузового носителя с крылатой
первой ступенью (рис. 10):
Стартовый вес.......................~1200	тс
Тяга семи ЖРД типа SSME...........—1500 ,
Стартовый вес первой ступени . ... ~ 985 „
Стартовый вес второй ступени . . . . — 217 „
GT первой ступени...................~	785 „
G.r второй ступени...................~	142 ,
Gn н (низковысотная орбита).......~ 55 „
Gn н (геостационарная орбита). . . . - 16 „ (19,5 те
у одноразовой
ступени)
Площадь крыла..................... 280	м’
Посадочная скорость первой ступени 278 км/ч
Референты В. П. Плохих. Ю. В. Ширанов.
УДК 629.782(73) МВКА «Спейс Шаттл»
ТРЕТИЙ ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ ПОЛЕТ
МНОГОРАЗОВОГО ВОЗДУШНО-НОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА „СПЕЙС ШАТТЛ
В период с 22 ио 30 .марта 1982 г. проходил
третий (из четырех запланированных) испытатель-
ный полет многоразового воздушно-космического
аппарата (МВКА) «Спейс Шаттл» с воздушно-кос-
мическим самолетом (ВКС) OV-102 «Колумбия»
(первые два полета описаны в «ТИ» № 15, 1981 и
№ 10, 1982). МВКА пилотировали космонавты
Джек Лусма и Гордон Фуллертон.
При подготовке МВКА «Спейс Шаттл» к третье-
му полету в космическом центре им. Кеннеди
(шт. Флорида) на ВКС «Колумбия» были прове-
дены следующие ремонтные работы:
заменена одна из трех батарей водородно-кисло-
родных топливных элементов, вышедшая из строя
во втором испытательном полете МВКА, что при-
вело к сокращению продолжительности второго
полета до 54 ч;
для увеличения продолжительности третьего
полета до 7 суток установлены дополнительные
т о и л и в н ы е э л е м е н т ы;
произведена замена вспомогательной силовой
установки (ВСУ), работавшей во втором полете
на участке выведения с отклонением от штатного
режима;
заменена аппаратура микроволновой системы
посадки;
заменены радиовысотомеры;
заменены две ЭЛТ на пульте управления в ка
бине экипажа, которые вышли из строя во втором
полете.
ЖРД SSME и система теплозащиты после вто-
рого полета находились в сравнительно хорошем
состоянии и не вызвали задержки третьего поле-
та. Во втором полете удельный импульс ЖРД
SSME был в пределах 454,0—454,52 с.
Перед третьим полетом NASA планировало
снять с ВКС около 400 теплозащитных плиток. Из
этого числа 70 плиток во втором полете получили
повреждения, 11 плиток было потеряно, а осталь-
ные требовали доработки с целью упрочнения кле-
47
евого соединения с обшивкой ВКС. Между пер-
вым и третьим полетами МВКА «Спейс Шаттл» на
ВКС было заменено 1899 теплозащитных плиток
и установлено 1750 уплотнителей из керамическо-
го волокна АВ-312 в зазорах между плитками.
Повреждения теплозащитного покрытия ВКС
классифицировали тремя категориями: первая ка-
тегория— изменение цвета плиток; вторая — не-
большое обугливание плиток, третья — сильное
прогорание плитки, требующее ее снятия и заме-
ны. По сравнению с первым испытательным поле-
том после второго полета ВКС «Колумбия» было
значительно меньше повреждений теплозащитных
плиток, относящихся к третьей категории. В то же
время был обнаружен новый вид повреждения вы-
сокотемпературных теплозащитных плиток HRSI,
который не ожидался до совершения 4—5 полетов
МВКА — унос или вспучивание внешнего слоя неко-
торых плиток подфюзеляжного щитка и разруше-
ние плиток на нижней поверхности передней части
фюзеляжа ВКС.
Установлено, что во время грозовых ливней,
когда МВКА находился на стартовой площадке в
процессе подготовки ко второму запуску, в неко-
торые плитки проникла влага, которая замерзла
после выведения ВКС на орбиту, что привело к от-
делению и уносу части внешнего слоя или его вспу-
чиванию [1].
2 февраля 1981 г., на два дня раньше срока,
ВКС «Колумбия» был переведен из корпуса об-
служивания OPF (Orbiter Processing Facility) в
корпус вертикальной сборки VAB (Vehicle Assembly
Building) *. Стыковка ВКС (рис. 1, 2) с внешним
топливным баком, пристыкованным к двум стар-
товым РДТТ, была осуществлена в конце первой
недели февраля, а 21 февраля 1982 г. собранный
МВКА «Спейс Шаттл» был доставлен на старто-
вую площадку 39А [2].
Внешний топливный бак для третьего полета
МВКА (рис. 3, 4) несколько отличается от баков,
использовавшихся в двух первых полетах МВКА.
Его стартовый вес 756,4 тс, сухой вес 34,37 тс, вес
и объем жидкого кислорода составляют 617,8 тс
и 542,6 м3, а вес и объем жидкого водорода —
103,2 тс и 1458,4 м3. Вес теплоизоляции уменьшен
на 645 кгс по сравнению со вторым баком [3, 4].
* Продолжительность нахождения ВКС в корпусе OPF
при подготовке ко второму полету МВКА «Спейс Шаттл»
составила 104 дия, а при подготовке к третьему полету —
69 дней.
Рис. 1. Подготовка ВКС «Колумбия» к стыковке с внеш-
ним топливным баком в корпусе вертикальной сборки
космического центра им. Кеннеди
В грузовом отсеке МВКА был установлен ком-
плект оборудования OSS-1 (Office of Space Science)
весом 9525 кгс, в состав которого входили контей-
нер с аппаратурой для проведения циклических
тепловых испытаний конструкции и приборов ВКС
на орбите, контейнер с аппаратурой для диагности-
ки плазмы, поляриметр для исследования рентге-
новского излучения солнечных вспышек, аппара-
тура для контроля загрязнения грузового отсека
ВКС, приборы для исследования солнечного
ультрафиолетового излучения, аппаратура для ре-
гистрации электростатических зарядов и их влия-
ния на ВКС (рис. 5).
Основными целями третьего полета МВКА
«Спейс Шаттл» являлись: испытания конструкции
ВКС «Колумбия» в условиях воздействия тепло-
вых нагрузок, дальнейшие испытания дистанцион-
но-управляемого манипулятора RMS (RemoteMani-
pulator System) и проведение научных экспери-
ментов, дальнейшая отработка процесса посадки
вкс.
Запуск МВКА «Спейс Шаттл» (рис. 6) был
произведен 22 марта 1982 г. в 19 ч (здесь и далее
время московское). Стартовый вес МВКА соста-
вил 2239 тс, стартовый вес ВКС «Колумбия» 112тс.
Впервые запуск МВКА был осуществлен в за-
планированный день * с часовой .задержкой, вы-
званной неисправностью датчика контроля темпе-
ратуры в нагревателе заправочной топливной ма-
гистрали внешнего топливного бака. Неисправ-
ность была обнаружена в 10 ч 30 мин и устранена
на стартовой площадке.
На 126-й секунде полета произошло отделение
двух стартовых РДТТ, которые приводнились в
Атлантическом океане в 273 км от космического
* Первый запуск МВКА был перенесен с 10 на 12 апре-
ля 1981 г. из-за неисправностей бортовых ЭВМ ВКС «Ко-
лумбия», а второй запуск МВКА был задержан на 8 дней
из-за загрязнения фильтров ВСУ.
Рис. 2. Подъем ВКС «Колумбия»
мостовым краном в корпусе вер-
тикальной сборки космического
центра им. Кеннеди для стыков-
ки с внешним топливным баком
48
Рис. 3. Доставка внешнего топливного
бака в корпус вертикальной оборки
космического центра им. Кеннеди
центра им. Кеннеди. Хорошие метеоусловия позво-
лили экипажам двух спасательных судов быстро
обнаружить приводнившиеся ускорители и в тече-
ние 6 ч отбуксировать их в космический1 центр
им. Кеннеди [6].
Ускорители были в хорошем состоянии, но си-
стемы управления вектором тяги обоих ускорите-
лей получили некоторые повреждения. Каждый
стартовый ускоритель рассчитан на 20-кратное ис-
пользование. Четыре ускорителя, использовавшие-
ся в первом и втором полетах МВКА, отправлены
по железной дороге на завод фирмы Тиокол
(шт. Юта) для проведения восстановительного ре-
монта и будут использованы в седьмом и восьмом
полетах МВКА соответственно. Стоимость каждой
пары ускорителей составляет 25 млн. долл.
Рис. 4. Подготовка внешнего топливно-
го бака к стыковке со стартовым РДТТ
в корпусе вертикальной сборки косми-
ческого центра им. Кеннеди
Рис. 5. Установка полезной нагрузки
OSS-1 в грузовой отсек ВКС «Колум-
бия» при подготовке к третьему испы-
тательному полету МВКА «Спейс
Шаттл»
На 360-й секунде полета экипажем было заре-
гистрировано повышение расчетной1 температуры
в одной из трех ВСУ в хвостовой части ВКС, ко-
торые на участке выведения обеспечивают поворот
карданного подвеса основных ЖРД SSME, а на
участке спуска — работу аэродинамических по-
верхностей управления. По совету центра управ-
ления полетом экипаж включил дополнительную
систему охлаждения ВСУ № 3, но снижения ее
температуры не последовало. В связи с этим ВСУ
№ 3 была отключена, и в дальнейшем на участке
выведения работали ВСУ № 1 и 2.
Отклонения от штатного режима работы на
участке выведения регистрируются для ВСУ № 3
уже в третий раз, однако она нормально функцио-
нировала в двух предыдущих полетах на участке
спуска. Считалось, что и в третьем полете она смо-
жет работать при возвращении аппарата на Зем-
Рис. 6. Третий запуск МВКА «Спейс Шаттл»
22 марта 1982 г. со стартовой площадки кос-
мического центра им. Кеннеди
49
Рис. 7. Повреждения низкотемпературного теп-
лозащитного покрытия LRSI в носовой части
ВКС «Колумбия» между соплами ЖРД системы
реактивного управления и стеклами кабины эки-
пажа (стрелками показаны повреждения или по-
терянные теплозащитные плитки)
лю (ВКС может осуществлять посадку в случае
отказа одной и даже двух ВСУ) [7].
По мнению Лусмы, общий уровень вибраций
ВКС на участке выведения был ниже, чем он ожи-
дал на основе сообщений двух первых экипажей
МВКА «Спейс Шаттл», а также меньше уровня
вибраций, зарегистрированных при запуске раке-
ты-носителя «Сатурн» 1В с экипажем орбиталь-
ной станции «Скайлэб». В полете до отделения
стартовых РДТТ Лусма и Фуллертон отметили
возникновение высокочастотной' вибрации МВКА
[8].
Через 514 с после старта были выключены ос-
новные ЖРД SSME и произведено отделение внеш-
него топливного бака, обломки которого упали в
Индийский океан. После включения двух ЖРД си-
стемы орбитального маневрирования, обеспечив-
ших в течение 132 с необходимое приращение ха-
рактеристической скорости ВКС, аппарат был вы-
веден на промежуточную орбиту. Через 41 мин
после старта ЖРД OMS были включены повтор-
но и аппарат был переведен на круговую рабочую
орбиту с высотой 240 км и наклонением 38°. Пери-
од обращения ВКС составлял 89 мин 17 с.
На участке выведения пульс у Лусмы достиг
132 ударов в минуту (вдвое больше обычного), а
у Фуллертона 92 ударов в минуту.
На втором витке, когда ВКС находился над
территорией США, экипаж открыл створки люка
отсека полезной нагрузки, а через 1 ч 41 мин пос-
ле старта провел первый телевизионный репортаж
из космоса.
Циклические тепловые испытания конструкции
ВКС и научной аппаратуры предусматривали по-
следовательное изменение ориентации аппарата на
орбите относительно Солнца. Через 8,5 ч после
старта киль ВКС был ориентирован на Солнце, а
носок фюзеляжа находился в тени. При такой ори-
ентации на хвостовой части аппарата возникли
температуры до +120°С, а на носовой части при-
мерно —102°С. После 28 ч полета в таком поло-
жении в сторону Солнца в течение 80 ч была ори-
ентирована носовая часть ВКС, а затем в течение
28 ч — открытый грузовой отсек с научной аппа-
ратурой. Тепловые испытания конструкции ВКС
считались наиболее важными в программе третье-
го полета.
Первое тепловое испытание прошло довольно
успешно, однако после завершения второго испы-
тания экипажу пришлось-ориентировать в сторону
Солнца хвостовую часть аппарата, поскольку нес-
колько замков на створке люка грузового отсека
замерзли и препятствовали ее нормальному за-
крытию.
После завершения второго теплового испыта-
ния, когда хвостовые ЖРД системы реактивного
управления и орбитального маневрирования в те-
чение 80 ч находились при температуре —101°С,
было произведено пробное включение двух ЖРД
системы реактивного управления. Двигатели про-
работали в течение 100 с без каких-либо отклоне-
ний от штатного режима.
23 марта экипаж обнаружил потерю несколь-
ких низкотемпературных теплозащитных плиток
LRSI в носовой части ВКС между соплами ЖРД
носового модуля системы реактивного управления
и стеклами кабины (рис. 7). Потеря плиток в этой
зоне не должна была повлиять на успешное за-
вершение полета аппарата. Для проверки других
участков теплозащитного покрытия ВКС исполь-
зовалась ТВ камера на «локтевом» плече манипу-
лятора, поскольку ТВ камера на его «кистевом»
плече вышла из строя в начале полета. На носо-
вой части аппарата с помощью ТВ камеры было
обнаружено 25 поврежденных низкотемператур-
ных теплозащитных плиток, а на -хвостовой части
12 таких плиток.
25 марта Фуллертон проводил испытания ма-
нипулятора, созданного канадской фирмой по
контракту NASA стоимостью 100 млн. долл. С по-
мощью манипулятора над ВКС была поднята ап-
паратура весом 160 кгс для исследования электро-
магнитного поля, а также влияния на электромаг-
нитное поле самого аппарата (рис. 8). При испы-
таниях манипулятора использовался бинокль, с по-
мощью которого Фуллертон производил стыковку
«кистевого» плеча с аппаратурой, стоя у заднего
иллюминатора кабины экипажа рядом с пультом
управления манипулятором. В соответствии со
штатной программой для проведения таких опера-
ций должна использоваться ТВ камера на «кисте-
вом» плече манипулятора.
Рис. 8. Испытания дистанционно-управляемого
манипулятора канадской фирмы Спар
50
В грузовом отсеке ВКС была установлена по-
лезная нагрузка двух видов: аппаратура для про-
ведения научных исследований и приборы для оп-
ределения влияния на эту аппаратуру окружаю-
щей среды, в частности тепловых нагрузок, косми-
ческих лучей и различных видов загрязнений.
Высказывались опасения, что продукты сгорания
ЖРД могут попасть в отсек полезной нагрузки
ВКС и повлиять на работу научной аппаратуры.
Однако после второго испытательного полета
МВКА «Спейс Шаттл» в ноябре 1981 г. анализ по-
лезной нагрузки, проведенный специалистами по
контролю окружающей среды, показал, что су-
щественного загрязнения отсека полезной нагруз-
ки продуктами сгорания ЖРД не произошло.
Проведенные испытания дистанционно-управ-
ляемого манипулятора с полезной нагрузкой про-
демонстрировали возможность его использования
в последующих полетах МВКА «Спейс Шаттл»
как для размещения спутников на околоземных
орбитах, так и для ввода в грузовой отсек ВКС
тех космических объектов, которые предполагает-
ся возвращать на Землю. В апреле 1983 г. мани-
пулятор впервые планируется использовать для
выведения на орбиту спутника ФРГ с научной ап-
паратурой [7].
При выпущенном манипуляторе с аппаратурой
весом 160 кгс производилось пробное включение
ЖРД системы реактивного управления тягой
0,39 тс. По мнению Фуллертона, реакция манипу-
лятора на включение ЖРД была минимальной [8].
Установка приборов для исследования электри-
ческих зарядов была связана с тем, что на теплоза-
щитных плитках аппарата может произойти накоп-
ление электрического заряда, способного помешать
работе некоторых видов научной аппаратуры.
По сообщению руководства NASA, эксперимен-
ты с приборами комплекта OSS-1 в ходе третьего
испытательного полета МВКА «Спейс Шаттл» бы-
ли в целом проведены успешно.
Было установлено, что продукты дегазации
ВКС ионизируются солнечным светом и образуют
вокруг аппарата облако плазмы гораздо более
плотное, чем обычные космические плазмы.
С помощью прибора для исследования опти-
ческих свойств верхних слоев атмосферы зареги-
стрировано большое количество светящихся частиц
вокруг ВКС. Эти частицы могут оказать влияние
на работу оптических и ИК датчиков.
С помощью комплекта приборов для диагности-
ки плазмы PDP (Plasma Diagnostics Package), пе-
ремещаемого вокруг ВКС дистанционно-управляе-
мым манипулятором, определен уровень электро-
магнитных помех от бортовых систем аппарата.
В целом этот уровень в 10—100 раз ниже прием-
лемого значения.
В ходе проведения экспериментов были заре-
гистрированы отказы в работе сканирующего ме-
ханизма прибора регистрации солнечного ультра-
фиолетового излучения и одного из трех приемни-
ков прибора регистрации солнечного рентгенов-
ского излучения, которые, вероятно, произошли
из-за попадания в них влаги до запуска МВКА.
Проведение эксперимента по исследованию сол-
нечного ультрафиолетового излучения позволило
определить глобальное распределение озона в верх-
них слоях атмосферы. С помощью поляриметра
было измерено рентгеновское излучение от сол-
нечных вспышек.
В целом ВКС оказался стабильной платфор-
мой для проведения всех экспериментов [9].
В ходе орбитального полета ВКС «Колумбия»
произошел отказ аппаратуры стоимостью 2,5 млн.
долл, для исследования ультрафиолетового излу-
чения Солнца. Кроме того, вышли из строя две из
четырех ТВ камер, установленных в грузовом от-
секе; возникли неполадки в одном из передатчи-
ков S-диапазона частот, обеспечивающих передачу
телеметрической информации и прием команд на-
земных операторов; плохо работал электромотор
системы измельчения твердых отходов в туалете
корабля; из-за отказа ТВ камеры на «кистевом»
плече манипулятора не удалось вывести из грузо-
вого отсека более тяжелую аппаратуру.
Планом третьего испытательного полета МВКА
«Спейс Шаттл» предусматривалось осуществить
посадку ВКС «Колумбия» 29 марта в 22 ч 27 мин
на ракетном полигоне Уайт-Сэндс (шт. Нью-
Мексико), поскольку перед запуском МВКА в
районе авиабазы Эдвардс (шт. Калифорния) про-
шли сильные грозовые дожди и грунтовые ВПП
на дне высохшего озера Роджерс вышли из строя.
На 113-м витке в 18 ч 30 мин были закрыты створ-
ки люка грузового отсека ВКС и начата подго-
товка к отработке тормозного импульса, заплани-
рованного на 21 ч 30 мин.
Космонавт Дж. Янг, который был командиром
ВКС «Колумбия» в первом испытательном поле-
те, на специально оборудованном самолете-трена-
жере «Гольфстрим» совершил над полигоном
Уайт-Сэндс полеты для определения возможности
посадки ВКС. К этому времени метеоусловия в
районе посадки значительно ухудшились, что
наблюдал и экипаж ВКС при пролете территории
США на 113-м витке.
Для посадки ВКС «Колумбия» на полигоне
Уайт-Сэндс были выделены две грунтовые полосы
№ 17 и 23, имеющие общее название «Нортрап
Стрип» и расположенные на высоте 1200 м над
уровнем моря. Длина каждой полосы 11 км с уче-
том концевой полосы безопасности 3 км. По сооб-
щению Янга, полоса № 23 в результате подняв-
шейся пылевой бури была полностью засыпана
песком и видимость на ней упала практически до
нуля. На полосе № 17 видимость составляла Зкм,
и Янг не видел даже концевой полосы безопас-
ности, в то время как для обеспечения нормаль-
ной посадки ВКС минимальная видимость должна
быть не менее 11 км. Скорость ветра достигала
27,2 м/с.
На основе информации синоптиков и рекомен-
дации Янга, считавшего посадку ВКС в создав-
шихся условиях невозможной, руководители поле-
та перенесли ее на 30 марта. Это был первый пе-
ренос посадки пилотируемого космического аппа-
рата в США за 20 лет космических полетов. Со-
общение о переносе посадки было передано эки-
пажу в 20 ч 57 мин, за 39 мин до расчетного мо-
мента включения ЖРД системы орбитального ма-
неврирования. После этого космонавты вновь вклю-
чили ряд уже обесточенных бортовых систем,
функционирующих в орбитальном полете, и науч-
ные приборы для продолжения исследований, вос-
становили требуемую ориентацию аппарата отно-
51
сительно Солнца и открыли створки люка грузо-
вого отсека,
В создавшихся условиях руководители полета
анализировали возможность посадки ВКС на по-
лигоне Уайт-Сэндс, где после окончания бури ве-
лись работы по расчистке полос от песка, на мы-
се Канаверал, где имеется бетонированная ВПП
шириной 90 м и длиной 4,5 км с концевыми поло-
сами безопасности по 300 м, а также на бетониро-
ванную ВПП авиабазы Эдвардс. На грунтовых
ВПП авиабазы Эдвардс, где ВКС «Колумбия» осу-
ществлял посадку после первого и второго испы-
тательных полетов, к 30 марта высох только верх-
ний слой грунта толщиной 0,7 см, и для полного
просыхания ВПП было необходимо не менее трех
недель.
К запланированному моменту посадки ВКС
30 марта на мысе Канаверал ожидался сильный
ветер, боковой для ВКС. Поскольку ВКС еще не
совершал посадку в таких условиях, то ее отра-
ботку считалось более целесообразным провести
на сравнительно широкой и длинной грунтовой по-
лосе полигона Уайт-Сэндс, а не на более узкой и
короткой бетонированной полосе на мысе Канаве-
рал. 22 марта 1982 г. на полигон Уайт-Сэндс с
авиабазы Эдвардс были доставлены по железной
дороге средства послеполетного обслуживания
ВКС и группа технических специалистов. Такие
же средства имелись и на мысе Канаверал [7, 9].
Утром 30 марта Янг совершил повторный по-
лет на самолете-тренажере «Гольфстрим» для оп-
ределения условий посадки и сообщил данные о
скорости ветра, видимости, турбулентности атмос-
феры операторам центра управления полетом. Бы-
ло принято решение о посадке ВКС «Колумбия»
на ВПП полигона Уайт-Сэндс.
За 1,5 ч до запланированного времени посадки
экипаж ВКС получил обстоятельные рекоменда-
ции Дж. Янга о проведении посадки и необходи-
мости выполнения правого разворота при заходе
на посадку на ВПП № 17. Скорость ветра дости-
гала 3,6—5,1 м/с.
В 15 ч 15 мин были закрыты створки люка гру-
зового отсека ВКС, а на 129-м витке в 18 ч 13 мин
над западной частью Австралии началась штат-
ная отработка тормозного импульса. Два ЖРД
OMS с тягой по 2,7 тс проработали 2 мин 29 с и
уменьшили скорость ВКС на 81 м|/|с. Через 20 мин
после начала отработки тормозного импульса на
высоте 124,8 км и расстоянии до места посадки
— 6440 км аппарат вошел в атмосферу. В течение
3 мин после входа в атмосферу, пока высота по-
лета уменьшилась до 76,2 км, а число М до 24,3,
экипаж ВКС поддерживал связь со станцией сле-
жения на Гавайских островах.
После прохождения этого участка спуска Дуе-
ма вручную выполнил правый разворот ВКС с кре-
ном на 80°. Угловая скорость крена аппарата со-
ставила 3 град/с, в то время как автоматическая
система управления полетом обеспечивает угло-
вую скорость крена 5 град/с. В первом испыта-
тельном полете при выполнении этого маневра в
автоматическом режиме ВКС накренился на 85°,
а затем совершил серию колебаний. После завер-
шения маневра, который длился несколько доль-
ше обычного для компенсации ошибки по боковой
дальности и обеспечения посадки аппарата на по-
лигоне Уайт-Сэндс, Дуема перешел на автомати-
ческое управление.
Всего на участке спуска ВКС в атмосфере бы-
ло выполнено 11 маневров.
Как и во втором испытательном полете МВКА
«Спейс Шаттл», при спуске ВКС в атмосфере не-
которые маневры выполнялись командиром ко-
рабля в ручном режиме, а некоторые — в автома-
тическом режиме с ручным вводом данных через
клавишную панель бортовой ЭВМ.
Первый такой маневр в автоматическом режи-
ме был выполнен над восточной частью Тихого
океана, когда скорость ВКС соответствовала чис-
лу М = 23,7 высота уменьшилась до 74,1 км, а
скоростной напор достиг 107 кгс|/м2. Экипаж осу-
ществил правый разворот ВКС с креном на 5°,
причем угловая скорость крена в течение 0,1 с со-
ставила 10 град/с.
Правый разворот выполнялся в течение време-
ни, достаточного для компенсации ошибки по бо-
ковой дальности для посадки ВКС на полигоне
Уайт-Сэндс. После этого при М—17,7 на высоте
60 км система управления в автоматическом ре-
жиме накренила ВКС в левую сторону. Этот ма-
невр первоначально планировалось выполнить при
скорости, соответствующей числу М=19,8, но по-
скольку для компенсации ошибки по боковой даль-
ности предыдущий правый разворот выполнялся
дольше обычного, число М уменьшилось до 17,7 [9].
При числе М= 14 осуществлялась поперечная
балансировка ВКС с помощью элевонов. Было за-
фиксировано, что отклонения правого элевона бы-
ли на 0,7° больше, чем левого [8].
В это время РЛС обнаружения и сопровожде-
ния на побережье Калифорнии, работающие в
S-диапазоне частот, осуществили захват ВКС «Ко-
лумбия», причем голосовая связь с экипажем бы-
ла установлена на 2 мин раньше, чем ожидалось.
При скорости, соответствующей числу М=13,
ВКС «Колумбия» пересек побережье Калифорнии
в 80 км южнее г. Энсенада (Мексика). Затем при
скорости, соответствующей числу М = 9 на высоте
45 км, ВКС прошел южнее г. Финикс (шт. Аризо-
на), при числе М=4,5 и на высоте 33 км пересек
границу между штатами Аризона и Нью-Мексико
и прошел севернее г. Силвер Сити (шт. Нью-
Мексико).
При спуске ВКС в атмосфере произошел един-
ственный отказ бортового оборудования — один из
трех указателей пеленга радионавигационной си-
стемы TACAN вышел из строя при скорости, соот-
ветствующей числу М = 3,2.
Последний1 правый разворот ВКС по крену при
скорости М = 2,6 обеспечил выход аппарата на
курс, пересекающий круг выведения на глиссаду
посадки НАС (Heading Alignment Circle). При
заходе на посадку был выполнен правый разво-
рот, и ВКС вышел на заключительный участок по-
лета с углом наклона глиссады 19°. После завер-
шения правого разворота экипаж привел в дейст-
вие воздушный тормоз, полностью развернув па-
нели «расщепляющегося» руля направления.
С высоты 3 км, когда скорость полета состав-
ляла 527 км/ч, и до высоты 60 м, когда скорость
уменьшилась до 500 км|/ч, посадка осуществля-
лась в автоматическом режиме. С высоты 60 м
Лусма взял управление на себя. После выравни-
52
Рис. 9. Приземление ВКС «Колумбия» после заверше-
ния третьего испытательного полета 30 марта 1982 г.
вания угол наклона глиссады ВКС в момент по-
садки составил 1°.
В 19 ч 4 мин 9 с в 330 м от торцевой границы
ВПП произошло касание основным шасси аппара-
та поверхности полосы № 17 (рис. 9). Посадочная
скорость была в пределах ~411 км/ч, что на
37 км/ч превысило номинальное значение [9].
Непосредственно перед касанием передним ко-
лесом посадочной полосы произошло кабрирова-
ние аппарата. Лусма решил, что отрицательная
угловая скорость тангажа слишком велика и, пы-
таясь ее уменьшить, резко взял ручку управления
на себя, что привело сначала к увеличению угла
тангажа, а затем к резкому опусканию носового
колеса на ВПП с угловой скоростью 8 град/р
[9, 10].
В процессе торможения аппарата на ВПП при
скорости 92,5 км/ч Лусма проверял возможность
управления носовым колесом аппарата, выполняя
«змейку» относительно осевой линии ВПП. Послед-
няя часть пробега ВКС осуществлялась без тор-
можения до полной остановки. Длина пробега со-
ставила 4,4 км [9].
Третий испытательный полет МВКА «Спейс
Шаттл» продолжался 8 суток 4 мин 49 с, а его
протяженность составила 6,3 млн. км. С учетом
двух первых испытательных полетов суммарная
протяженность увеличилась до 9,3 млн. км.
По мнению американских специалистов, третий
полет МВКА «Спейс Шаттл» явился важным ша-
гом в программе летных испытаний этого аппара-
та, который с ноября 1982 г. должен начать экс-
плуатационные полеты и выводить на околозем-
ные орбиты военные, коммерческие и научные по-
лезные нагрузки. Выделяется ряд важных резуль-
татов третьего испытательного полета:
увеличение продолжительности орбитального
полета ВКС по сравнению с предыдущими поле-
тами более чем в два раза; успешное испытание
дистанционно-управляемого манипулятора, под-
твердившее возможность выведения спутников на
орбиты и возвращения их на Землю для ремонта;
успешные тепловые испытания конструкции ВКС,
позволившие установить некритичность воздейст-
вующих на нее предельных тепловых нагрузок;
проведение ряда научных экспериментов, оценка
влияния невесомости на развитие растений и т. д.,
что дает основания считать ВКС удобной плат-
формой для будущих экспериментов; изменение
места посадки и продолжительности полета, под-
твердившее гибкость эксплуатации МВКА; демон-
страция высокой живучести ВКС при отказе цело-
го ряда бортовых систем.
Рис. 10. Предварительный послеполетный анализ
ВКС «Колумбия» на полигоне Уайт-Сэндс
Отмечаются также следующие недостатки ВКС,
его систем и научного оборудования:
потеря на ВКС около 40 низкотемпературных
теплозащитных плиток, явившаяся большой неожи-
данностью и требующая нового исследования проб-
лем прочности теплозащитного покрытия аппара-
та; кабрирование ВКС при посадке; выход из строя
телевизионных камер, установленных на «кисте-
вом» плече манипулятора и перегородке грузово-
го отсека; перегрев одной из трех ВСУ на участке
выведения; выход из строя аппаратуры для иссле-
дования ультрафиолетового излучения Солнца; вы-
ход из строя трех из четырех антенн системы свя-
зи ВКС в S-диапазоне; сложность адаптации эки-
пажа к влиянию невесомости в начале полета; не-
исправность туалета в кабине экипажа.
По мнению руководителя полета Н. Хатчинсо-
на, самой большой неожиданностью явилась поте-
ря на участке выведения 40 теплозащитных пли-
ток. Хотя эта потеря не явилась серьезной проб-
лемой, которая могла повлиять на выполнение
третьего полета, Хатчинсон подчеркнул, что «проб-
лема прочности теплозащитного покрытия должна
быть исследована вновь».
Предварительный послеполетный анализ ВКС
«Колумбия» на полигоне Уайт-Сэндс (рис. 10) по-
казал, что более 1000 теплозащитных плиток долж-
ны быть сняты с ВКС и доработаны для упрочне-
ния клеевого соединения с обшивкой аппарата до
начала четвертого испытательного полета МВКА
«Спейс Шаттл». По мнению некоторых специалис-
тов, число нуждающихся в доработке плиток мо-
жет увеличиться до 1200.
После первого испытательного полета на ВКС
«Колумбия» было упрочнено около 1800, а после
второго испытательного полета — 450' теплозащит-
ных плиток. Ни одна из этих упрочненных плиток
не была потеряна в третьем испытательном поле-
те. Предполагается, что после доработки теплоза-
щитных плиток в четвертом полете МВКА «Спейс
Шаттл» не будет потеряно ни одной плитки. По
мнению специалистов, потеря теплозащитных пли-
ток в третьем полете произошла на участке выве-
дения. После доставки ВКС «Колумбия» в косми-
ческий центр им. Кеннеди планировалось подверг-
нуть его детальному анализу.
На рис. 11 показана зона повреждения тепло-
защитного покрытия HRSI на верхней ' части под-
53
Рис. 11. Повреждение высокотемпературного
теплозащитного покрытия HRSI на верхней
части подфюзеляжного щитка ВКС «Колум-
бия»
фюзеляжного щитка ВКС «Колумбия». Под дей-
ствием нагрева на участке выведения от факелов
основных ЖРД SSME подложки из материала
номекс обуглились, но конструкция щитка пов-
реждений не получила [10].
8 апреля 1982 г. ВКС «Колумбия» на самоле-
те-носителе Боинг 747 был доставлен с полигона
Уайт-Сэндс в космический центр им. Кеннеди для
подготовки его к четвертому испытательному по-
лету [11].
По мнению специалистов, третий испытатель-
ный полет МВКА «Спейс Шаттл» оказался весьма
успешным, полетное задание в основном выполне-
но, послеполетное состояние ВКС «Колумбия» луч-
ше, чем после первого и второго полетов [7].
NASA объявило составы экипажей, выполняю-
щих 4-й, 5-й и 6-й полеты МВКА «Спейс Шаттл»:
4-й экипаж в составе Т. Мэттингли (командир)
и Г. Хартсфилда (пилот);
5-й экипаж в составе В. Бранда (командир),
Р. Овермайера (пилот), Дж. Аллена и В. Ленуа-
ра (специалисты по операциям на орбите) выпол-
нит в середине ноября 1982 г. первый эксплуата-
ционный полет продолжительностью 5 суток, в ко-
тором на орбиту будут выведены коммерческие
спутники связи;
6-й экипаж в составе П. Вейтера (командир),
К. Бобко (пилот), Д. Петерсона и С. Масгрейва
(специалисты по операциям на орбите) должен
выполнить в январе 1983 г. полет продолжитель-
ностью 2 суток. В этом полете на орбиту будет
выведен спутник NASA для слежения и ретрансля-
ции данных.
Рис. 12. Сборка ВКС «Челленджер»
на заводе фирмы Рокуэлл в г. Палм-
дейл (шт. Калифорния)
В 4-м и 5-м полетах будет использоваться ВКС
«Колумбия», а в 6-м полете на орбиту впервые
планируется вывести ВКС «Челленджер», сборка
которого (рис. 12) завершается на заводе фирмы
Рокуэлл в г. Палмдейл (шт. Калифорния) [12].
1.	Aviation Week and Space Technology, 1981, v. 115,
14/XII, N 24, p. 18—19.
2.	Aviation Week and Space Technology, 1982, v. 116, 8/II,
N 6, p. 25.
3.	Flight International, 1981, v. 120, 22/VIII, N 3772, p. 547.
4.	Aviation Week and Space Technology,'1981, v. 115, 26/X,
N 17, p. 58—60.
5.	Flight International, 1982, v. 121, 20/III, N 3802, p. 667.
6.	Flight International, 1982, v. 121, 3/IV, N 3804, p. 779.
7.	Сообщения информационных агентств АП, ЮПИ, Рей-
тер, 1982, 23—31/Ш.
8.	Aviation Week and Space Technology, 1982, v. 116, 26/IV,
N 17, p. 51—57.
9.	Aviation Week and Space Technology, 1982, v. 116, 5/IV,
N 14, p. 17—21, 43—44.
10.	Aviation Week and Space Technology, 1982, v. 116,
12/IV, N 15, p. 25, 74.
11.	Flight International, 1982, v. 121, 10/IV, N 3805, p. 925.
12.	Interavia Air Letter, 1982, 9/III, N 9955, p. 6.
Референт H. H. Новичков
,ТИ\ ОНТИ ЦАГИ, 1982, № 13-14, 1-55.
Редакционная коллегия: Г. В. Александров, Г. Е. Даньшина (секретарь), Р. Д. Иродов, А. Г. Муиии,
Е. И. Ружицкий (председатель), В. М. Фролов, Ю. Я. Шилов (ответственный редактор)
Технический редактор В. Н. Добровольская	Корректор Л. Д. Курдюкова
Сдано в набор 14.06.82. Подписано в печать 10.09.82. Формат бумаги бОхЭО1^» Типографская № 1. Литературная гарнитура.
Высокая печать. Бум, л. 3,5. Усл. печ. л. 7,0.Уч.^-изд. л. 8,2,Тираж 2607 экз,Цена 1 р. 40 к.
Типография ЦАГИ. Заказ 1605.